MOSKVSKI INSTITUT VAZDUHOPLOVSTVA

(DRŽAVNI TEHNIČKI UNIVERZITET)

Navođena raketa vazduh-zemlja

Sastavio:

Buzinov D.

Vankov K.

Kuželev I.

Levine K.

Sichkar M.

Sokolov Ya.

Moskva. 2009

Uvod.

Raketa je napravljena prema normalnoj aerodinamičkoj konfiguraciji sa krilima u obliku slova X i perjem. Zavareno tijelo rakete je izrađeno od aluminijskih legura bez procesnih konektora.

Elektrana se sastoji od turbomlaznog motora usred leta i startnog pojačivača na čvrsto gorivo (nije dostupno na raketama u vazduhu). Glavni dovod zraka motora nalazi se u donjem dijelu trupa.

Upravljački sistem je kombinovan, uključuje inercijski sistem i aktivnu radarsku glavu za navođenje ARGS-35 za završnu sekciju, sposobnu za djelovanje u radio protumjerama. Da bi se osiguralo brzo otkrivanje i hvatanje ciljeva, GOS antena ima veliki ugao rotacije (45° u oba smjera). GOS je zatvoren radio-transparentnim oblogom od stakloplastike.

Prodorna visokoeksplozivna fragmentacijska zapaljiva bojeva glava rakete vam omogućavaju pouzdano gađanje površinskih brodova deplasmana do 5000 tona.

Borbena efikasnost rakete povećava se letenjem na izuzetno malim visinama (5-10 m, u zavisnosti od visine talasa), što u velikoj meri otežava njeno presretanje brodskim protivraketnim sistemima, kao i činjenicom da se raketa lansira. bez ulaska nosača u zonu protivvazdušne odbrane napadnutih brodova.

Specifikacije.

Modifikacije rakete:

Rice. 1. Raketa 3M24 "Uran".

3M24 "Uran" - raketa brodskog i kopnenog baziranja, koja se koristi sa raketnih čamaca sa kompleksom "Uran-E" i obalnim raketnim sistemima "Bal-E"

Rice. 2. Raketa ITs-35.

ITs-35 - meta (simulator mete). Razlikuje se u odsustvu bojevih glava i GOS-a.

Rice. 3. Projektil X-35V.

X-35V - helikopter. Ima skraćeni akcelerator za pokretanje. Koristi se na helikopterima Ka-27, Ka-28, Ka-32A7.

Rice. 4. Raketa X-35U.

X-35U - avijacijski (avionski) projektil. Odlikuje se odsustvom lansirnog pojačivača, a koristi se od bacača AKU-58, AKU-58M ili APU-78 na MiG-29K i Su-27K

Rice. 5. Raketa X-35E.

X-35E - izvoz.

Raketna jedrilica.

2.1. Opće informacije.

Okvir rakete ima sljedeće glavne strukturne elemente: tijelo, krila, kormila i stabilizatore. (Sl. 6).

Trup služi za smještaj elektrane, opreme i sistema koji osiguravaju autonoman let projektila, ciljanje i gađanje. Ima monokok strukturu, koja se sastoji od elektromotornog omotača i okvira, i sastoji se od zasebnih odjeljaka, sastavljenih uglavnom uz pomoć prirubničkih spojeva. Prilikom spajanja radio prozirnog oklopa s kućištem odjeljka 1 i startnog motora (odjeljak 6) sa susjednim odjeljcima 5 i 7 korišteni su klinasti spojevi.

Fig.6. Opšti oblik.

Krilo je glavna aerodinamička površina rakete, koja stvara uzgon. Krilo se sastoji od fiksnog dijela i razmjenjivih modula. Sklopiva konzola izrađena je prema shemi s jednim špagom sa oblogom i rebrima.

Kormila i stabilizatori obezbeđuju upravljivost i stabilnost u uzdužnom i bočnom kretanju rakete; kao i krila, imaju sklopive konzole.

2.2. Dizajn trupa

Tijelo odjeljka 1 (slika 7) je okvirna konstrukcija koja se sastoji od energetskih okvira 1.3 i oplate 2, povezanih zavarivanjem.

Fig.7. Odeljak 1.

1. Prednji okvir; 2. Obloga; 3. Zadnji okvir

Tijelo odjeljka 2 (slika 8) je okvirna konstrukcija; koji se sastoji od okvira 1,3,5,7 i kože 4. Za ugradnju bojeve glave predviđen je otvor ojačan nosačima 6 i okvirima 3.5. Otvor sa ivicama 2 je dizajniran za pričvršćivanje bloka ugrađenog konektora za otkidanje. Predviđeni su nosači za postavljanje opreme i polaganje pojaseva unutar odjeljka.

Fig.8. Odeljak 2

1. Prednji okvir; 2. Edging; 3. Frame; 4. Obloga;

5. Frame; 6. Bracket; 7. Zadnji okvir

Telo kupe 3 (slika 9) je zavarena okvirna konstrukcija od okvira 1,3,8,9,13,15,18 i oplata 4,11,16. Komponente karoserije kupe su okvir hardverskog dijela 28, rezervoar za gorivo 12 i uređaj za usis zraka (VZU) 27. Na okvirima 1.3 i 13.15 postavljeni su jarmovi 2.14. Na ramu 9 nalazi se montažni sklop (čaura) 10.

Površine za sletanje i tačke pričvršćivanja krila su predviđene na okviru 8. Za postavljanje opreme postoje nosači 25.26. Prilaz električnoj opremi i pneumatskom sistemu se vrši kroz otvore zatvorene poklopcima 5,6,7,17. Za pričvršćivanje oklopa za kućište su zavareni profili 23. Vazdušna jedinica je postavljena na konzole 21.22. Nosač 20 i poklopac 24 dizajnirani su za smještaj jedinica sistema goriva. Prsten 19 je neophodan kako bi se osiguralo čvrsto spajanje VDU kanala sa pogonskim motorom.

Fig.9. Odeljak 3.

1. Frame; 2. Yoke; 3. Frame; 4. Obloga; 5. Poklopac;

6. Poklopac; 7. Poklopac; 8. Frame; 9. Frame; 10. Sleeve;

11. Obloga; 12. Spremnik za gorivo; 13. Frame; 14. Konop;

15. Okvir; 16. plašt; 17. Poklopac; 18. Frame; 19. Prsten; 20. Bracket; 21. Zagrada;; 22. Bracket; 23. Profil;

24. Poklopac; 25. Bracket; 26. Bracket; 27. VZU;

28. Hardverski dio pregrade

Tijelo odjeljka 4 (slika 10) je zavarena okvirna konstrukcija koja se sastoji od okvira 1,5,9 i obloga 2,6. Postoje montažne površine i rupe za ugradnju motora u okvire 1 i 5.

Fig.10. Odeljak 4.

1. Frame; 2. Obloga; 3. Ivica; 4. Poklopac;

5. Frame; 6. Obloga; 7. Ivica; 8. Poklopac;

9. Frame; 10. Bracket; 11. Nosač.

U okviru 5 napravljeni su jastučići i rupe za pričvršćivanje kormila. Nosači 10,11 su dizajnirani za smještaj opreme. Pristup opremi instaliranoj unutar kupea je omogućen kroz otvore sa ivicama 3.7, zatvorene poklopcima 4.8.

Tijelo odjeljka 5 (slika 11) je zavarena ramska konstrukcija od pogonskih okvira 1.3 i kože 2.

Za spajanje konektora svežnja motora za pokretanje predviđen je otvor, ojačan ivicom 4, koji je zatvoren poklopcem 5. Na tijelu su napravljene rupe za ugradnju 4 pneumatska mosta.

Rice. 11. Odeljak 5.

1. Okvir. 2. Oblaganje. 3. Okvir. 4. Ivica. 5. Poklopac.

Motor za pokretanje se nalazi u kućištu odeljka 6 (Sl. 12). Kućište odjeljka je ujedno i kućište motora. Telo je zavarena konstrukcija cilindričnog omotača 4, prednje 3 i zadnje 5 spone, dna 2 i vrata 1.

Fig.12. Odeljak 6.

1. Vrat; 2. Bottom; 3. Prednja kopča; 4. Shell;

5. Stražnja kopča

Odeljak 7 (Sl. 13) je prsten za napajanje, na kojem se nalaze sjedišta za stabilizatore i jaram. Iza pretinca je zatvoren poklopcem. U donjem dijelu pretinca napravljena je rupa koja se koristi kao jedinica za utovar.

Rice. 13. Odeljak 7.

Bilješka. Odjeljci 5,6 i 7 dostupni su samo na projektilima koji se koriste u raketnim sistemima.

2.3. Wing.

Krilo (sl. 14) se sastoji od fiksnog i rotacionog dela 3, povezanih osovinom 2. Fiksni deo obuhvata telo 5, prednji deo 1 i zadatke 6 oklope pričvršćene za telo vijcima 4. Pneumatski mehanizam za sklapanje krilo se postavlja u karoseriju. U rotirajućem dijelu nalazi se mehanizam za zaključavanje krila u rasklopljenom položaju.

Rasklapanje krila vrši se na sledeći način: pod dejstvom pritiska vazduha koji se dovodi kroz prolaz 12, klip 7 sa ušicom 8 uz pomoć karike 10 pokreće rotacioni deo. Karika je spojena na ušicu i okretni dio krila pomoću klinova 9 i 11.

Krila se u rasklopljenom položaju zaključavaju pomoću klinova 14, ukopanih u konusne rupe čaura 13 pod dejstvom opruga 17. Dejstvo opruga se prenosi preko klinova 15, kojima su klinovi učvršćeni u čaurama. 16 od ispadanja.

Krilo se oslobađa podizanjem klinova iz otvora čaura namotavanjem užadi 18 na valjak 19, čiji su krajevi pričvršćeni u klinove. Rotacija valjka je u suprotnom smeru kazaljke na satu.

Ugradnja krila na raketu vrši se duž površine D i E i rupe B. Za pričvršćivanje krila na raketu koriste se četiri rupe D za vijke.

Fig.14. Wing

1. Prednji oklop; 2. Axis; 3. Okretni dio; 4. Screw; 5. Stanovanje; 6. Stražnji oklop; 7. Klip; 8. Eyelet;

9. Pin; 10. Link; 11. Pin; 12. Drifter; 13. Sleeve;

14. Pin; 15. Pin; 16. Rukav;17. Proljeće;18. Rope;

2.4. Volan.

Volan (Sl. 15) je mehanizam koji se sastoji od lopatice 4 povezane pokretno sa repom 5, koji je ugrađen u kućište 1 na ležajevima 8. Ojačanje na volanu se prenosi preko poluge 6 sa zglobnim ležajem. 7. elementi za ukrućenje. Zadnja ivica oštrice je zavarena. Oštrica je zakovana za držač 11, koji je pokretno povezan osom 10 sa repom.

Volan se rasklapa na sljedeći način. Pod dejstvom pritiska vazduha koji se dovodi u telo preko priključka 2, klip 13 kroz naušnicu 9 pokreće sečivo, koje se rotira oko ose 10 za 135 stepeni i fiksira u rasklopljenom položaju pomoću zasuna 12, koji ulazi u konusni nastavak drške i drži se u tom položaju oprugom.

Fig.15. Volan.

1. Stanovanje; 2. Ugradnja; 3. Stopper; 4. Blade; 5. Shank; 6. Lever; 7. Bearing; 8. Ležaj; 9. Naušnice; 10. Axis; 11. Bracket; 12. Retainer; 13. Klip

Upravljač se preklapa na sljedeći način: kroz otvor B, zasun se uklanja iz konusnog otvora posebnim ključem i volan se sklapa. U preklopljenom položaju volan se drži oprugom 3.

Za ugradnju kormila na raketu u kućištu postoje četiri otvora B za vijke, rupa D i žljeb D za klinove, kao i sjedišta sa navojnim rupama E za pričvršćivanje obloga.

2.5. Stabilizator.

Stabilizator (Sl. 16) se sastoji od platforme 1, baze 11 i konzole 6. Baza ima rupu za osovinu oko koje se stabilizator okreće. Konzola je zakovana konstrukcija koja se sastoji od omotača 10, uzice 8 i kraja 9. Konzola je spojena sa bazom preko igle 5.

Fig.16. Stabilizator.

1. Platforma; 2. Axis; 3. Naušnice; 4. Spring; 5. Pin; 6. Konzola;

7. Loop; 8. Stringer; 9. Ending; 10. Obloga; 11. Fondacija

Stabilizatori su zglobni na raketi i mogu biti u dva položaja - presavijeni i rasklopljeni.

U sklopljenom položaju, stabilizatori su smješteni duž tijela rakete i drže ih petlje 7 šipkama pneumatskih čepova postavljenih na odjeljku 5. Za dovođenje stabilizatora iz presavijenog položaja u otvoreni položaj koristi se opruga 4 , koji je na jednom kraju spojen na naušnicu 3, zglobno pričvršćen na platformu, a drugi - na iglu 5.

Kada se komprimovani vazduh dovodi iz pneumatskog sistema, pneumatski zaustavljači oslobađaju svaki stabilizator i on se postavlja u otvoreni položaj pod dejstvom istegnute opruge.

Power point

3.1. Compound.

Kao pogonsko postrojenje na raketi korišćena su dva motora: startni motor na čvrsto gorivo (SD) i turbomlazni bajpas motor (MD).

SD - odeljak 6 rakete, obezbeđuje lansiranje i ubrzanje rakete do brzine krstarećeg leta. Na kraju rada, SD, zajedno sa odjeljcima 5 i 7, se vraćaju.

MD se nalazi u odeljku 4 i služi za obezbeđivanje autonomnog leta rakete i za snabdevanje njenih sistema napajanjem i komprimovanim vazduhom. Elektrana takođe uključuje dovod vazduha i sistem za gorivo.

VZU - tunelski tip, poluuvučen sa ravnim zidovima, nalazi se u odeljku 3. VZU je dizajniran da organizuje protok vazduha koji ulazi u MD.

3.2. Pokretanje motora.

Početni motor je dizajniran za lansiranje i ubrzanje rakete na početnom nivou putanje leta i predstavlja jednomodni raketni motor na čvrsto gorivo.

Tehnički detalji

Dužina, mm________________________________________________550

Prečnik, mm________________________________________________420

Težina, kg________________________________________________________________103

Masa goriva, kg________________________________________________69±2

Maksimalni dozvoljeni pritisak u komori za sagorevanje, MPa________11.5

Brzina istjecanja plina na izlazu mlaznice, m/s ___________________ 2400

Temperatura gasova na izlazu mlaznice, K_______________________________2180

SD se sastoji od kućišta sa punjenjem čvrstog raketnog goriva (SRT) 15, poklopca 4, bloka mlaznica, upaljača 1 i pištolja 3.

SD spajanje sa susjednim odjeljcima vrši se pomoću klinova, za koje postoje površine s prstenastim žljebovima na kopčama. Na kopčama su predviđeni uzdužni žljebovi za ispravnu ugradnju SD-a. Na unutrašnjoj površini stražnje kopče napravljen je prstenasti žlijeb za tiple 21 za pričvršćivanje bloka mlaznica. Tiple se ubacuju kroz prozore, koji se zatim zatvaraju krekerima 29 i preklopima 30, pričvršćenim vijcima 31.

Na vratu 8 je navrtana matica 9; ispravnost njegove ugradnje osigurana je iglom 7 utisnutom u vrat.

Na unutrašnjoj strani površine kućišta nanesena je toplotna zaštita 11 i 17, kojom su pričvršćene manžetne 13 i 18 koje smanjuju napon u TRT naboju kada se njegova temperatura promijeni.

Fig.17. Pokretanje motora.

1. Igniter; 2. Plug; 3. Igniter; 4. Poklopac;

5. Ubacite toplotnu zaštitu; 6. O-prsten; 7. Pin;

8. Vrat; 9. Matica; 10. Bottom; 11. Toplotni zaštitni premaz;

12. Film; 13. Prednja manžetna; 14. Prednja kopča; 15. TRT naknada; 16. Shell; 17. Toplotni zaštitni premaz; 18. Pozadina manžetne; 19. Stražnja kopča; 20. O-prsten; 21. Ključ; 22. Poklopac; 23. Disk za zaštitu od toplote; 24. Clip; 25. O-prsten; 26. Truba; 27. Umetak; 28. Membrane;

29. Dvopek; 30. Overlay; 31. Screw.

TRT punjenje je monoblok čvrsto pričvršćen manžetnama, napravljen ulivanjem mase goriva u tijelo. Punjenje ima unutrašnji kanal od tri različita promjera, što osigurava približno konstantnu površinu gorenja i, posljedično, gotovo konstantan potisak pri sagorijevanju goriva kroz kanal i zadnji otvoreni kraj. Film koji ih razdvaja 12 položen je između prednje manžetne i premaza za zaštitu od topline.

Na poklopcu 4 nalaze se: navoj za montažu upaljača, rupa s navojem za cijev, rupa sa navojem za ugradnju senzora pritiska u komoru za sagorevanje tokom ispitivanja, prstenasti žleb za zaptivni prsten 6, uzdužni žleb za pin 7. U toku rada rupa za senzor pritiska je zatvorena čepom 2. Na unutrašnjoj površini poklopca je pričvršćen umetak za zaštitu od toplote 5. Blok mlaznice se sastoji od poklopca 22, kopče 24, utičnice 26 , umetak 27 i membranu 28.

Na vanjskoj cilindričnoj površini poklopca nalaze se prstenasti žljebovi za zaptivni prsten 20 i ključeve 21, na unutrašnjoj cilindričnoj površini je navoj za spajanje sa držačem 24. Na poklopcu je sprijeda pričvršćena ploča za zaštitu od topline 23 Na držaču 24 nalazi se navoj i prstenasti žleb za zaptivni prsten 25.

LED dioda počinje da radi kada se jednosmerna struja od 27 V dovede na cijev za paljenje. Plamen zapaljivača pali TRT punjenje. Kada punjenje izgori, stvaraju se plinovi koji probijaju dijafragmu i, ostavljajući mlaznicu velikom brzinom, stvaraju reaktivnu silu. Pod dejstvom SD potiska, raketa ubrzava do brzine kojom MD ulazi u rad.

3.3. nosač motora

Bypass turbomlazni motor je kratkotrajni motor za jednokratnu upotrebu dizajniran da stvori mlazni potisak u autonomnom letu rakete i da svojim sistemima obezbedi napajanje i komprimovani vazduh.

Tehnički detalji.

Vrijeme lansiranja, s, ne više od:

Na visini od 50m________________________________________________6

3500m_______________________________________________8

Dvokružni turbomlazni motor MD uključuje kompresor, komoru za sagorevanje, turbinu, mlaznicu, sistem bajki i oduška, sistem za pokretanje, snabdevanje i regulaciju goriva i električnu opremu.

Prvi krug (visokog pritiska) čine protočni dio kompresora, plamena cijev komore za sagorijevanje i protočni dio turbine do reza tijela mlaznice.

Drugi krug (niskog pritiska) je ograničen izvana srednjim tijelom i vanjskim zidom MD, a sa unutra– separator protoka, telo komore za sagorevanje i telo mlaznice.

Miješanje strujanja zraka prvog i drugog kruga događa se iza reza tijela mlaznice.

Fig.18. Marching engine.

1. Rezervoar za ulje; 2. Kućište ventilatora; 3. Ventilator;

4. Ispravljač 2. ​​faza; 5. Turbogenerator;

6. 2. krug; 7. Kompresor; 8. 1. krug; 9. Piroscandle; 10. Komora za sagorevanje; 11. Turbina; 12. Mlaznica; 13. Generator plina.

MD je fiksiran na raketu pomoću nosača za vješanje kroz navojne rupe na prednjem i stražnjem pojasu ovjesa. Ovjesni nosač - element napajanja na kojem se nalaze jedinice i senzori MD-a i komunikacije koje ih povezuju. Ispred držača se nalaze rupe za pričvršćivanje na MD i ušice za pričvršćivanje MD-a na raketu.

Na vanjskom zidu MD-a nalaze se dva otvora za ugradnju piro-svijeća i prirubnica za odzračivanje za kormilarske mehanizme. Na karoseriji se nalazi otvor za odzračivanje za punjenje rezervoara goriva.

3.3.1. Kompresor.

Na MD je ugrađen osmostepeni aksijalni kompresor sa jednom osovinom 7 koji se sastoji od dvostepenog ventilatora, srednjeg kućišta sa uređajem za podelu strujanja vazduha na primarni i sekundarni krug i šestostepenog visokotlačnog kompresor.

U ventilatoru 3, zrak koji ulazi u MD je prethodno komprimiran, a u kompresoru visokog pritiska, protok zraka samo primarnog kruga je komprimiran na izračunatu vrijednost.

Rotor ventilatora je dizajna bubanj-disk. Diskovi prvog i drugog stepena povezani su odstojnikom i radijalnim klinovima. Rotor ventilatora i obloga pričvršćeni su na osovinu vijkom i maticama. Moment od osovine do rotora ventilatora se prenosi pomoću klinaste veze. Radne lopatice prve i druge faze ugrađuju se u žljebove lastinog repa. Od aksijalnih pomaka, lopatice su fiksirane pomoću obloge, odstojnika i pričvrsnog prstena. Na osovini ventilatora nalazi se zupčanik koji služi kao pogon za mjenjač pumpne jedinice. Udisanje uljne šupljine kompresora vrši se kroz šupljine MD prijenosnih vratila.

Kućište ventilatora 2 je zavareno sa konzolnim lopaticama prvog stepena usmjerne lopatice zalemljene u njega. Ispravljač drugog stupnja izrađen je kao zasebna jedinica i sastoji se od dva prstena u čijim žljebovima su zalemljene oštrice.

U prednjem gornjem dijelu kućišta nalazi se spremnik za ulje 1. Kućište ventilatora je zajedno sa spremnikom za ulje pričvršćeno na prirubnicu srednjeg kućišta s vijcima.

Srednje tijelo je glavni energetski element MD-a. U srednjem slučaju, protok zraka koji izlazi iz ventilatora podijeljen je u krugove.

Pričvršćen za srednje tijelo:

Ovjes MD na raketu

Blok pumpe

Srednji potporni poklopac (kuglični ležaj)

Stator turbogeneratora

Telo komore za sagorevanje.

Na vanjskom zidu srednjeg kućišta ugrađeni su izmjenjivač topline loživog ulja, filter ulja, izduvni ventil i senzor P-102 za mjerenje temperature zraka iza ventilatora. Zidovi karoserije su povezani sa četiri strujna regala, unutar kojih su napravljeni kanali za smještaj goriva, ulja i električnih komunikacija.

U srednjem kućištu nalazi se kućište kompresora visokog pritiska sa lopaticama za ravnanje u 3-7 stepeni. Kućište kompresora visokog pritiska ima otvore za neregulisani premosnik vazduha iz primarnog u sekundarni krug, što povećava granice gasnodinamičke stabilnosti pri malim i srednjim brzinama MD rotora.

Rotor kompresora visokog pritiska je bubanj-disk konstrukcije, dvoportni. Sa osovinom ventilatora i osovinom turbine, rotor kompresora visokog pritiska ima urezane spojeve. Radne lopatice su ugrađene u prstenaste proreze u obliku slova T na diskovima rotora.

3.3.2. Komora za sagorevanje.

U komori za sagorevanje, hemijska energija goriva se pretvara u toplotnu energiju i temperatura protoka gasa raste. Na MD je ugrađena prstenasta komora za sagorijevanje 10, koja se sastoji od sljedećih glavnih jedinica:

Plamena cijev

Glavni razvodnik goriva

Dodatni razdjelnik goriva

Dvije piro svijeće sa električnim upaljačem

Piroscandles.

Telo komore za sagorevanje je lemljeno i zavareno. U njegovom prednjem dijelu su zalemljena dva reda lopatica za ispravljanje osmog stupnja kompresora. Osim toga, prekidači uljnog sistema su zalemljeni na tijelo. Na vanjskom zidu kućišta nalazi se četrnaest prirubnica za pričvršćivanje injektora glavnog razvodnika, prirubnice za dva piro-čepa, spojnica za mjerenje tlaka zraka iza kompresora i prirubnica za pričvršćivanje adaptera na piro-čep.

Plamena cijev je prstenasta zavarena konstrukcija. Na prednjem zidu zavareno je četrnaest livenih "puževa". Glavni razdjelnik goriva je napravljen od dvije polovine. Svaka ima osam mlaznica.

Da bi se poboljšao kvalitet smjese i povećala pouzdanost pokretanja MD, posebno pri negativnim temperaturama okoline, u plamenu cijev je ugrađen dodatni kolektor goriva sa četrnaest centrifugalnih mlaznica.

3.3.3. Turbina

Turbina je projektovana za pretvaranje toplotne energije toka gasa primarnog kola u mehaničku energiju rotacije i pogona kompresora i jedinica instaliranih na MD.

Aksijalna dvostepena turbina 11 sastoji se od:

Aparat sa mlaznicama prve faze

Aparat sa mlaznicama drugog stepena

Rotor turbine se sastoji od dva točka (prvi i drugi stepen), spojnog međudiskovnog odstojnika, startnog turbinskog točka i turbinskog vratila.

Točkovi stepenica i startna turbina izliveni su zajedno sa krunama lopatica rotora. Aparat mlaznica prvog stepena ima 38 šupljih lopatica i pričvršćen je na kućište komore za sagorevanje. Aparat mlaznica drugog stepena ima 36 lopatica. Točak prve faze se hladi vazduhom koji se uzima iz kućišta komore za sagorevanje. Unutrašnja šupljina rotora turbine i njen drugi stepen se hlade vazduhom iz petog stepena kompresora.

Nosač rotora turbine je valjkasti ležaj bez unutrašnjeg prstena. Na vanjskom prstenu postoje rupe za smanjenje pritiska ulja ispod valjaka.

3.3.4. Mlaznica.

U mlazni mlaznici 12 se miješaju tokovi zraka primarnog i sekundarnog kruga. Na unutrašnjem prstenu tela mlaznice nalaze se 24 lopatice za okretanje protoka gasova koji pri startovanju izlaze iz startne turbine, i četiri otvora sa klinovima za pričvršćivanje gasnog generatora 13. Konusna mlaznica je formirana profilom spoljnog zida. MD i površine tijela plinskog generatora.

3.3.5. Sistem za lansiranje.

Sistem pokretanja, dovoda goriva i regulacije vrti rotor, opskrbljuje odmjereno gorivo pri pokretanju, "nadolazećem startu" iu "maksimalnom" načinu rada kisik se dovodi u komoru za sagorijevanje iz akumulatora kisika preko piro-svijeća pri startu -gore.

Sistem se sastoji od sljedećih glavnih jedinica:

generator gasa na cvrsto gorivo

Piro-svijeće sa električnim upaljačima

Kiseonička baterija

Sistem goriva niskog pritiska

Sistem goriva visokog pritiska

Integrisani kontroler motora (KRD)

Akumulator kiseonika obezbeđuje cilindar od 115 cc. Masa napunjenog kiseonika je 9,3 - 10,1 g.

Generator plina na čvrsto gorivo (GTT) za jednokratnu upotrebu je dizajniran za okretanje MD rotora kada se pokrene. GTT se sastoji od praznog plinskog generatora i elemenata opreme: punjenje na čvrsto gorivo 7, upaljač 9 i električni upaljač (EVP)

Prazan plinski generator sastoji se od cilindričnog tijela 10 koje se pretvara u krnji konus, poklopca 4 i pričvrsnih elemenata.

U kućištu je predviđena rupa sa navojem za ugradnju fitinga za merenje pritiska u GTT komori za sagorevanje tokom ispitivanja. U toku rada rupa se zatvara čepom 11 i brtvom 12. Na vanjskoj strani tijela napravljen je prstenasti žljeb za zaptivni prsten 5.

Poklopac ima osam nadzvučnih mlaznica 1, koje se nalaze tangencijalno na uzdužnu os GTT-a. Mlaznice su zatvorene lepljenim čepovima, koji obezbeđuju nepropusnost gasnoturbinskog motora i početni pritisak u komori za sagorevanje TGG, neophodan za paljenje punjenja čvrstog goriva. Poklopac je povezan sa telom pomoću navrtke 6. Unutrašnja šupljina tela je komora za sagorevanje za punjenje čvrstog goriva i u nju smešten upaljač.

Fig.19. Gasni generator je na čvrsto gorivo.

1. Mlaznica; 2. Gasket; 3. Električni upaljač; 4. Poklopac;

5. O-prsten; 6. Matica; 7. TT punjenje; 8. Matica;

9. Igniter; 10. Stanovanje; 11. Plug; 12. Zaptivka.

Zapaljivač je ugrađen u maticu 8 uvrnutu na dno kućišta. Punjenje čvrstog goriva se nalazi u komori za sagorevanje između zaptivke i graničnika, što ga štiti od mehaničkih oštećenja tokom rada.

GTT se pokreće kada se električni impuls primijeni na kontakte električnog upaljača. Električna struja zagrijava filamente mostova električnog upaljača i pali sastave zapaljivača. Sila plamena probija kućište zapaljivača i zapali crni prah koji se nalazi u njemu. Plamen iz upaljača zapaljuje punjenje čvrstog goriva. Produkti sagorevanja punjenja i upaljača uništavaju čepove mlaznica i izlaze iz komore za sagorevanje kroz rupe mlaznica. Proizvodi sagorevanja, koji padaju na lopatice MD rotora, okreću ga.

3.3.6. Električna oprema.

Električna oprema je dizajnirana da kontroliše lansiranje MD i napaja raketne jedinice jednosmernom strujom tokom njegovog autonomnog leta.

Električna oprema uključuje turbogenerator, senzore i jedinice automatike, startne jedinice, kolektor termoelementa i električne komunikacije. Senzori i sklopovi automatski uključuju senzore temperature zraka iza ventilatora, senzor tlaka zraka iza kompresora i senzor za položaj igle za doziranje ugrađen u dozator goriva, elektromagnet kontrolnog ventila dozatora, elektromagnet zaustavnog ventila.

Lansirne jedinice uključuju uređaje koji obezbjeđuju pripremu za lansiranje i lansiranje DM-a, kao i „kontra-lansiranje DM-a kada se zastoj ili naglo“.

Aktivna radarska glava za navođenje ARGS

4.1. Svrha

Aktivna radarska glava za navođenje (ARGS) dizajnirana je za precizno navođenje projektila Kh-35 do površinskog cilja u završnom dijelu putanje.

Da bi se osiguralo rješenje ovog problema, ARGS se uključuje komandom iz inercijalnog upravljačkog sistema (ICS) kada projektil stigne do krajnjeg dijela putanje, detektuje površinske ciljeve, odabire cilj koji će biti pogođen, određuje položaj ovaj cilj po azimutu i elevaciji, te ugaona brzina linije vida (LV) ciljeva po azimutu i elevaciji, domet do cilja i brzinu približavanja meti i šalje te vrijednosti u ISU. Prema signalima koji dolaze iz ARGS-a, ISU vodi projektil do cilja u završnom dijelu putanje.

Ciljni reflektor (CR) ili ciljni izvor aktivnih smetnji (CIAP) se može koristiti kao meta.

ARGS se može koristiti za pojedinačno i salvo lansiranje projektila. Maksimalni broj projektila u salvi je 100 komada.

ARGS obezbeđuje rad na temperaturi okoline od minus 50˚S do 50˚S, u prisustvu padavina i uz talase mora do 5-6 poena iu bilo koje doba dana.

ARGS izdaje podatke ISU-u za ciljanje projektila na metu kada se domet do cilja smanji na 150 m;

ARGS pruža navođenje projektila do cilja kada je izložen aktivnim i pasivnim smetnjama stvorenim od ciljnih brodova, brodskih i zračnih snaga.

4.2. Compound.

ARGS se nalazi u odeljku 1 rakete.

Funkcionalno, ARGS se može podijeliti na:

Prijemno-predajni uređaj (PPU);

Računalni kompleks (VC);

Blok sekundarnih izvora napajanja (VIP).

PPU uključuje:

Antena;

Pojačalo snage (PA);

Pojačalo srednje frekvencije (IFA);

Oblikivač signala (FS);

Moduli referentnih i referentnih generatora;

Fazni pomerači (FV1 i FV2);

Mikrotalasni moduli.

VC uključuje:

Digitalni računarski uređaj (DCU);

Synchronizer;

Jedinica za obradu informacija (PUI);

Kontrolni čvor;

SKT kod pretvarača.

4.3. Princip rada.

U zavisnosti od dodeljenog režima rada, PPU generiše i zrači četiri tipa mikrotalasnih radio impulsa u svemir:

a) impulsi sa linearnom frekvencijskom modulacijom (čirp) i srednjom frekvencijom f0;

b) impulsi sa visoko stabilnim frekvencijskim i faznim (koherentnim) mikrotalasnim oscilacijama;

c) impulsi koji se sastoje od koherentnog dijela za sondiranje i dijela koji odvlači pažnju, u kojima frekvencija oscilacija mikrovalnog zračenja varira prema slučajnom ili linearnom zakonu od impulsa do impulsa;

d) impulsi koji se sastoje od sondirajućeg dijela, u kojem frekvencija mikrovalnih oscilacija varira prema slučajnom ili linearnom zakonu od impulsa do impulsa, i koherentnog dijela koji ometa.

Faza koherentnih oscilacija mikrotalasnog zračenja, kada je uključena odgovarajuća komanda, može se menjati po slučajnom zakonu od impulsa do impulsa.

PPU generiše sondirajuće impulse i pretvara i unapred pojačava reflektovane impulse. ARGS može generirati sondirajuće impulse na tehnološkoj frekvenciji (mirnodopska frekvencija - fmv) ili na borbenim frekvencijama (flit).

Da bi se isključila mogućnost generisanja impulsa na borbenim frekvencijama tokom testiranja, eksperimentalnog i trenažnog rada, ARGS ima prekidač "MODE B".

Kada je prekidač "MODE B" postavljen u položaj ON, impulsi sondiranja se generišu samo na frekvenciji fleta, a kada je prekidač postavljen na položaj OFF, samo na frekvenciji fmv.

Osim sondirajućih impulsa, PPU generiše poseban pilot signal koji se koristi za podešavanje prijemnog signala PPU i organiziranje ugrađene kontrole.

VK vrši digitalizaciju i obradu radarskih informacija (RLI) prema algoritmima koji odgovaraju režimima i zadacima ARGS-a. Glavne funkcije obrade informacija raspoređene su između BOI-a i TsVU-a.

Sinhronizator generiše sinhronizacione signale i komande za kontrolu PPU blokova i čvorova i izdaje servisne signale PUF-u koji obezbeđuju snimanje informacija.

CU je računarski uređaj velike brzine koji obrađuje radarske podatke u skladu s načinima navedenim u tabeli. 4.1, pod kontrolom TsVU.

BOI obavlja:

Analogno-digitalna konverzija radarskih podataka koji dolaze iz PPU;

Obrada digitalnih radarskih podataka;

Izdavanje rezultata obrade CC i prijem kontrolnih informacija od CC;

PPU sinhronizacija.

TsVU je dizajniran za sekundarnu obradu radarskih podataka i kontrolu ARGS jedinica i čvorova u svim režimima rada ARGS-a. CVU rješava sljedeće zadatke:

Implementacija algoritama za uključivanje režima rada i upravljanja ARGS;

Prijem početnih i tekućih informacija od IMS-a i obrada primljenih informacija;

Prijem informacija iz CU, njihova obrada, kao i prijenos kontrolnih informacija u CU;

Formiranje izračunatih uglova za upravljanje antenom;

Rješavanje AGC problema;

Formiranje i prenos u IMS i automatizovanu opremu za kontrolu i verifikaciju (AKPA) potrebnih informacija.

Upravljačka jedinica i SKT-kod pretvarač osiguravaju formiranje signala za upravljanje motorima antenskih pogona i prijem od DVU i prijenos na DVU informacija kutnog kanala. Od CVR-a do kontrolnog čvora dolaze:

Procijenjeni uglovi položaja antene u azimutu i elevaciji (11-bitni binarni kod);

Signali sata i upravljačke komande.

Od pretvarača SKT koda, kontrolni čvor prima vrijednosti uglova položaja antene u azimutu i elevaciji (11-bitni binarni kod).

VIP su namenjeni za napajanje jedinica i jedinica ARGS i pretvaraju napon od 27 V BS u jednosmerne napone.

4.4. Eksterne veze.

ARGS je povezan sa električnim kolom rakete sa dva konektora U1 i U2.

Preko U1 konektora, ARGS prima napone napajanja od 27 V BS i 36 V 400 Hz.

Preko U2 konektora se kontrolne komande šalju ARGS-u u obliku napona od 27 V i vrši se razmjena digitalne informacije bipolarni serijski kod.

Konektor U3 je dizajniran za kontrolu. Preko nje se ARGS-u šalje komanda „Kontrola“, a iz ARGS-a se izdaje integrisani analogni signal „Zdravlje“, informacija o operativnosti ARGS jedinica i uređaja u obliku bipolarnog serijskog koda i napona ARGS sekundarni izvor napajanja.

4.5. Napajanje

Za napajanje ARGS-a iz električnog kola rakete, isporučuju se sljedeće:

DC napon BS 27 ± 2.7

Varijabilni trofazni napon 36 ± 3,6 V, frekvencija 400 ± 20 Hz.

Struje potrošnje iz sistema napajanja:

U krugu od 27 V - ne više od 24,5 A;

U krugu od 36 V 400 Hz - ne više od 0,6 A za svaku fazu.

4.6. Dizajn.

Monoblok je napravljen od kućišta od livenog magnezijuma, na koje su ugrađeni blokovi i sklopovi, i poklopca koji je pričvršćen za zadnji zid kućišta. Na poklopcu su ugrađeni konektori U1 - U3, tehnološki konektor "CONTROL", koji se ne koristi u radu, prekidač "MODE B" je fiksiran u određenom položaju zaštitnim poklopcem (čahurom). Antena se nalazi ispred monobloka. Direktno na nizu antene s prorezima u valovodu nalaze se elementi visokofrekventne staze i njihovi upravljački uređaji. Tijelo odjeljka 1 izrađeno je u obliku zavarene titanijumske konstrukcije sa okvirima.

Konus je napravljen od keramičkog radio-transparentnog stakloplastike i završava se titanijumskim prstenom koji učvršćuje konus za tijelo odjeljka 1 pomoću klinaste veze.

Gumene zaptivke postavljene su duž perimetra poklopca i konusa, osiguravajući zaptivanje ARGS-a.

Nakon završnog fabričkog podešavanja, prije ugradnje monobloka u kućište, svi vanjski metalni dijelovi koji nemaju farbanje se odmašćuju i premazuju mašću.

Stvaranje sistema za visoko precizno ciljanje raketa zemlja-zemlja velikog dometa jedan je od najvažnijih i najsloženijih problema u razvoju visokopreciznog naoružanja (HW). To je prvenstveno zbog činjenice da, pod jednakim uvjetima, kopneni ciljevi imaju znatno manji omjer „korisnog signala/smetnje“ u odnosu na morske i zračne ciljeve, a lansiranje i navođenje projektila se izvode bez direktnog kontakta između operater i cilj.

U visoko preciznim raketnim sistemima zemlja-zemlja velikog dometa koji implementiraju koncept efikasnog gađanja kopnenih ciljeva sa borbenim jedinicama konvencionalne opreme, bez obzira na domet gađanja, inercijski navigacioni sistemi su integrisani sa sistemima za navođenje raketa koji koriste princip plovidbe po geofizičkim poljima Zemlje. Inercijalni navigacioni sistem kao osnovni obezbeđuje visoku otpornost na buku i autonomiju integrisanih sistema. Ovo pruža niz neospornih prednosti, uključujući i u kontekstu stalnog unapređenja sistema protivraketne odbrane.

Za integraciju inercijalnih upravljačkih sistema sa sistemima samonavođenja zasnovanim na geofizičkim poljima Zemlje, prije svega, potreban je poseban sistem informacione podrške.

Ideologiju i principe sistema informacione podrške određuju glavne karakteristike objekata uništavanja i samih sistema naoružanja. funkcionalan Informaciona podrška raketni sistemi visoke preciznosti uključuju takve glavne komponente kao što su primanje i dešifrovanje obavještajnih informacija, razvijanje određivanja cilja, donošenje informacija o označavanju cilja u sisteme raketnog oružja.

Najvažniji element visokopreciznih sistema za navođenje projektila su glave za navođenje (GOS). Jedna od domaćih organizacija uključenih u razvoj u ovoj oblasti je Centralni istraživački institut za automatizaciju i hidrauliku (TsNIIAG), koji se nalazi u Moskvi. Nagomilalo se odlično iskustvo o razvoju sistema navođenja za rakete zemlja-zemlja sa glavama za navođenje optičkog i radarskog tipa sa korelaciono-ekstremnom obradom signala.

Korištenje korelacijsko-ekstremnih sistema navođenja na kartama geofizičkih polja upoređivanjem vrijednosti geofizičkog polja izmjerenog u letu s njegovom referentnom kartom pohranjenom u memoriji putnog računala omogućava otklanjanje niza akumuliranih grešaka u upravljanju. Za sisteme za navođenje zasnovane na optičkoj slici terena, optička izviđačka slika može poslužiti kao referentna karta, na kojoj se cilj određuje gotovo bez grešaka u odnosu na elemente okolnog pejzaža. Zbog toga se GOS, vođen elementima krajolika, usmjerava upravo na određenu tačku, bez obzira na to s kojom su preciznošću poznate njegove geografske koordinate.

Nastanku prototipova optičkih i radarskih korelaciono-ekstremnih sistema i njihovog GOS-a prethodila je ogromna količina teorijskih i eksperimentalnih istraživanja u oblasti računarstva, teorija prepoznavanja obrazaca i obrade slika, osnova razvoja hardvera i softvera za aktuelne i referentne slike, organizirajući banke pozadinskih ciljnih okruženja različitih zapleta zemljine površine u različitim opsezima elektromagnetnog spektra, matematičko modeliranje tragača, helikoptera, aviona i projektila.

Prikazan je dizajn jedne od varijanti optičkog tragača pirinač. jedan .

Optički tragač omogućava prepoznavanje pejzažnog područja u ciljnom području u toku leta pomoću njegove optičke slike koju formira koordinacijska leća na površini matričnog višeelementnog fotodetektora. Svaki element prijemnika pretvara svjetlinu odgovarajućeg područja terena u električni signal koji se dovodi na ulaz enkodera. Binarni kod koji generiše ovaj uređaj pohranjen je u memoriji računara. Također pohranjuje referentnu sliku željenog područja, dobivenu sa fotografije i kodiranu korištenjem istog algoritma. Prilikom približavanja meti, postupno skaliranje se vrši pozivanjem referentnih slika odgovarajuće razmjere iz memorije računala.

Prepoznavanje komada terena vrši se u režimima hvatanja i praćenja cilja. U režimu praćenja cilja koristi se metoda bez pretraživanja, zasnovana na algoritmima teorije prepoznavanja uzoraka.

Algoritam rada optičkog tragača omogućava generiranje kontrolnih signala kako u načinu direktnog vođenja tako iu načinu ekstrapolacije ugla vođenja. Ovo omogućava ne samo povećanje tačnosti usmjeravanja projektila na cilj, već i ekstrapolaciju kontrolnih signala u slučaju neuspjeha u praćenju cilja. Prednost optičkog tražila je pasivan način rada, visoka rezolucija, mala težina i dimenzije.

Radarski tragači obezbeđuju visoku vremensku, sezonsku i pejzažnu pouzdanost uz značajno smanjenje instrumentalnih grešaka u sistemima kontrole i označavanja ciljeva. Prikazan je opšti prikaz jedne od varijanti radarskog tragala pirinač. 2 .

Princip rada radarskog tragača zasniva se na korelacionom poređenju trenutne radarske slike osvetljenosti terena u ciljnom području, dobijene na raketi pomoću radara, sa referentnim slikama prethodno sintetizovanim iz primarnih informacionih materijala. Kao primarni informativni materijali koriste se topografske karte, digitalne karte područja, aerofotografije, satelitske snimke i katalog specifičnih efektivnih površina raspršenja koje karakteriziraju reflektivna radarska svojstva različitih površina i osiguravaju konverziju optičkih slika u radarske slike terena koje su adekvatne trenutnim slikama. Trenutna i referentna slika su predstavljene u obliku digitalnih matrica, a njihova korelacija se vrši u kompjuteru u skladu sa razvijenim algoritmom poređenja. Osnovna svrha rada radarskog tragala je određivanje koordinata projekcije centra mase rakete u odnosu na ciljnu tačku u uslovima rada na terenu različitog informativnog sadržaja, datim meteorološkim uslovima, uzimajući u obzir sezonske promene, prisustvo elektronskih protivmera i uticaj dinamike leta rakete na tačnost uklanjanja trenutne slike.

Razvoj i dalje poboljšanje optički i radarski tragači zasnovani su na naučnim i tehničkim dostignućima u oblasti informatike, računarska nauka, sistemi za obradu slike, o novim tehnologijama za izradu GOS-a i njihovih elemenata. Visoko precizni sistemi za samovođenje koji se trenutno razvijaju apsorbovali su akumulirano iskustvo i moderne principe za kreiranje takvih sistema. Oni koriste ugrađene procesore visokih performansi koji omogućavaju implementaciju složenih algoritama u realnom vremenu za funkcionisanje sistema.

Sljedeći korak u stvaranju preciznih i pouzdanih sistema navođenja za visokoprecizne rakete zemlja-zemlja bio je razvoj multispektralnih sistema korekcije za vidljivi, radio, infracrveni i ultraljubičasti opseg, integriranih s kanalima za direktno navođenje projektila do cilja. Razvoj kanala za direktno navođenje cilja povezan je sa značajnim poteškoćama vezanim za karakteristike ciljeva, putanje projektila, uslove za njihovu upotrebu, kao i vrstu bojevih glava i njihove borbene karakteristike.

Složenost prepoznavanja ciljeva u načinu direktnog navođenja, koja određuje složenost softvera i algoritamske podrške za visoko precizno navođenje, dovela je do potrebe za intelektualizacijom sistema navođenja. Jedan od njegovih pravaca treba smatrati implementaciju principa vještačke inteligencije u sisteme zasnovane na neuronskim mrežama.

Ozbiljni napredak u fundamentalnim i primenjenim naukama u našoj zemlji, uključujući i oblast teorije informacija i teorije sistema sa veštačkom inteligencijom, omogućavaju realizaciju koncepta stvaranja superpreciznih, preciznih raketnih sistema za gađanje zemaljskih ciljeva, obezbeđujući efikasnost u širok spektar uslova. borbena upotreba. Jedno od najnovijih dostignuća u ovoj oblasti je operativno-taktičko raketni sistem"Iskander".

Pronalazak se odnosi na odbrambenu tehnologiju, posebno na sisteme za navođenje projektila. Tehnički rezultat je povećanje točnosti praćenja ciljeva i njihove rezolucije po azimutu, kao i povećanje dometa detekcije. Aktivna radarska glava za navođenje sadrži žiro-stabilizirani antenski pogon sa monopulsnim slot antenskim nizom montiranim na njemu, trokanalni prijemnik, predajnik, trokanalni ADC, programabilni signalni procesor, sinhronizator, referentni generator i digitalni kompjuter. U procesu obrade primljenih signala ostvaruje se visoka rezolucija zemaljskih ciljeva i visoka preciznost u određivanju njihovih koordinata (domet, brzina, elevacija i azimut). 1 ill.

Pronalazak se odnosi na odbrambenu tehnologiju, posebno na sisteme za navođenje projektila dizajnirane za otkrivanje i praćenje kopnenih ciljeva, kao i za generisanje i izdavanje kontrolnih signala sistemu za upravljanje projektilima (RMS) za njegovo navođenje do cilja.

Pasivne radarske glave za samonavođenje (RGS) poznate su, na primjer, RGS 9B1032E [reklamna knjižica JSC "Agat", Međunarodni avijacijski i svemirski salon "Max-2005"], čiji je nedostatak ograničena klasa uočljivih ciljeva - samo radio -emituju mete.

Poluaktivni i aktivni CGS su poznati po otkrivanju i praćenju zračnih ciljeva, na primjer, kao što je sekcija za paljbu [patent RU br. 2253821 od 06.10.2005.], multifunkcionalna monopulsna Doplerova glava za navođenje (GOS) za RVV AE projektil [ Reklamna knjižica AD "Agat", Međunarodnog vazduhoplovnog i svemirskog salona "Max-2005"], poboljšani GOS 9B-1103M (prečnik 200 mm), GOS 9B-1103M (prečnik 350 mm) [Svemirski kurir, br. 4-5, 2001, str.46-47], čiji su nedostaci obavezno prisustvo stanice za osvjetljavanje cilja (za poluaktivne CGS) i ograničena klasa otkrivenih i praćenih ciljeva - samo vazdušni ciljevi.

Poznati aktivni CGS dizajniran za otkrivanje i praćenje zemaljskih ciljeva, na primjer, kao što je ARGS-35E [Promotivna knjižica JSC "Radar-MMS", Međunarodnog vazduhoplovnog i svemirskog salona "Max-2005"], ARGS-14E [Reklamna knjižica JSC. "Radar -MMS", Međunarodni vazduhoplovno-svemirski salon "Max-2005"], [Doplerov tragač za raketu: aplikacija 3-44267 Japan, MKI G01S 7/36, 13/536, 13/56/ Hippo dense kiki K.K. Objavljeno 7.05.91], čiji su nedostaci niska rezolucija ciljeva za ugaone koordinate i kao rezultat toga, mali dometi otkrivanja i hvatanja ciljeva, kao i niska preciznost njihovog praćenja. Navedeni nedostaci GOS podataka nastaju zbog upotrebe centimetarskog talasnog opsega, koji ne dozvoljava da se uz mali srednji presek antene realizuje uski dijagram antene i nizak nivo njenih bočnih režnjeva.

Takođe poznat koherentni pulsni radar sa povećanom rezolucijom u ugaonim koordinatama [US patent br. 4903030, MKI G01S 13/72/ Electronigue Serge Dassault. Objavljeno 20.2.90], koji se predlaže da se koristi u raketi. U ovom radaru, ugaoni položaj tačke na zemljinoj površini predstavljen je kao funkcija Doplerove frekvencije radio signala koji se reflektuje od nje. Grupa filtara dizajnirana za izdvajanje Doplerovih frekvencija signala reflektiranih sa različitih tačaka na tlu kreirana je korištenjem brzih Fourierovih algoritama transformacije. Ugaone koordinate tačke na zemljinoj površini određene su brojem filtera u kojem se bira radio signal koji se odbija od ove tačke. Radar koristi sintezu otvora antene sa fokusiranjem. Kompenzacija približavanja projektila odabranoj meti tokom formiranja okvira osigurava se kontrolom stroboskopa dometa.

Nedostatak razmatranog radara je njegova složenost, zbog složenosti obezbjeđivanja sinhrone promjene frekvencija više generatora za implementaciju promjene od impulsa do impulsa frekvencije emitiranih oscilacija.

Od poznatih tehničkih rješenja najbliži (prototip) je CGS prema US patentu br. 4665401, MKI G01S 13/72/ Sperri Corp., 12.05.87. RGS, koji radi u opsegu milimetarskih talasa, traži i prati zemaljske ciljeve u dometu i u ugaonim koordinatama. Razlikovanje ciljeva u dometu u CGS-u se vrši upotrebom nekoliko uskopojasnih međufrekventnih filtera koji obezbeđuju dovoljno dobar odnos signal-šum na izlazu prijemnika. Pretraga cilja po dometu se izvodi pomoću generatora za pretraživanje dometa koji generiše signal sa linearno promjenjivom frekvencijom kako bi njime modulirao signal frekvencije nosioca. Traženje cilja po azimutu vrši se skeniranjem antene u ravni azimuta. Specijalizovani računar koji se koristi u CGS-u bira element rezolucije dometa u kojem se meta nalazi, kao i praćenje cilja u dometu i ugaonim koordinatama. Stabilizacija antene - indikator, vrši se prema signalima uzetim sa senzora nagiba, zakretanja i skretanja rakete, kao i od signala preuzetih sa senzora elevacije, azimuta i brzine antene.

Nedostatak prototipa je niska preciznost praćenja cilja zbog visoki nivo bočne režnjeve antene i loša stabilizacija antene. Nedostatak prototipa je i niska rezolucija ciljeva po azimutu i mali (do 1,2 km) domet njihove detekcije, zbog upotrebe homodinske metode konstruisanja odašiljačko-prijemne putanje u CGS-u.

Cilj pronalaska je da se poboljša tačnost praćenja ciljeva i njihova rezolucija po azimutu, kao i da se poveća domet detekcije cilja.

Zadatak se postiže činjenicom da se u CGS-u, koji sadrži antenski prekidač (AP), senzor ugaonog položaja antene u horizontalnoj ravni (ARV GP), mehanički spojen na os rotacije antene u horizontalnoj ravni, i antenski kutni senzor. senzor položaja u vertikalnoj ravni (ARV VP), mehanički spojen na os rotacije antene u vertikalnoj ravni, uvode se:

Prorezni antenski niz (SAR) monopulsnog tipa, mehanički fiksiran na žiroplatformi uvedenog žiro-stabilizovanog antenskog pogona i koji se sastoji od analogno-digitalnog horizontalnog ravanskog pretvarača (ADC GP), analogno-digitalnog pretvarača vertikalna ravan (ADC VP), digitalno-analogni pretvarač horizontalne ravni (DAC GP), digitalno-analogni pretvarač vertikalne ravni (DAC VP), motor precesije žiroplatforme horizontalne ravni (DPG) GP), motor precesije žiroplatforme vertikalne ravni (DPG VP) i mikroračunar;

Trokanalni prijemni uređaj (PRMU);

Transmitter;

Trokanalni ADC;

programabilni signalni procesor (PPS);

Synchronizer;

Referentni generator (OG);

Digitalno računalo (TsVM);

Četiri digitalne magistrale (DM) obezbeđuju funkcionalne veze između PPS, digitalnog računara, sinhronizatora i mikroračunara, kao i PPS - sa opremom za kontrolu i ispitivanje (CPA), digitalnog računara - sa CPA i eksternim uređajima.

Na crtežu je prikazana blok dijagram RGS-a, gdje je naznačeno:

1 - prorezni antenski niz (SCHAR);

2 - cirkulator;

3 - prijemni uređaj (PRMU);

4 - analogno-digitalni pretvarač (ADC);

5 - programibilni signalni procesor (PPS);

6 - antenski pogon (AA), koji funkcionalno kombinuje DUPA GP, DUPA VP, ADC GP, ADC VP, DAC GP, DAC VP, DPG GP, DPG VP i mikroračunar;

7 - predajnik (TX);

8 - referentni generator (OG);

9 - digitalni računar (TsVM);

10 - sinhronizator,

CM 1 CM 2 , CM 3 i CM 4 su prvi, drugi, treći i četvrti digitalni autoput.

Na crtežu isprekidane linije odražavaju mehaničke veze.

Prorezani antenski niz 1 je tipičan jednopulsni SAR, koji se trenutno koristi u mnogim radarskim stanicama (RLS), kao što su, na primjer, "Spear", "Buba" koje je razvilo JSC "Corporation" Fazotron - NIIR" [Oglašivačka knjižica od AD "Korporacija "Phazotron - NIIR", Međunarodni vazduhoplovni i svemirski salon "Max-2005"]. U poređenju sa drugim tipovima antena, SCHAR obezbeđuje niži nivo bočnih režnjeva. Opisani SCHAR 1 generiše jedan igličasti obrazac zračenja (DN) za prenos i tri DN za prijem: ukupno i dve razlike - u horizontalnoj i vertikalnoj ravni. SHAR 1 je mehanički fiksiran na žiro-platformi žiro-stabilizovanog pogona antene PA 6, što obezbeđuje njeno gotovo savršeno odvajanje od vibracija tela rakete.

SHAR 1 ima tri izlaza:

1) ukupni Σ, koji je ujedno i ulaz za SAR;

2) razlika horizontalne ravni Δ r;

3) razlika vertikalne ravni Δ c.

Cirkulator 2 je tipičan uređaj koji se trenutno koristi u mnogim radarima i CGS-ovima, na primjer, opisan u patentu RU 2260195 od 11. marta 2004. Cirkulator 2 osigurava prijenos radio signala od TX 7 do ukupnog ulazno-izlaznog signala SCHAR 1 i primljeni radio signal sa ukupnog ulazno-izlaznog SHAR 1 na ulaz trećeg kanala PRMU 3.

Prijemnik 3 - tipičan trokanalni prijemnik koji se trenutno koristi u mnogim CGS i radarima, na primjer, opisan u monografiji [ Teorijska osnova radar. / Ed. Ya.D. Shirman - M.: Sov. radio, 1970, str. 127-131]. Širina pojasa svakog od identičnih kanala PRMU 3 je optimizirana za prijem i pretvaranje u međufrekvenciju jednog pravokutnog radio impulsa. PRMU 3 u svakom od tri kanala obezbjeđuje pojačanje, filtriranje šuma i konverziju u međufrekvenciju radio signala primljenih na ulazu svakog od ovih kanala. Kao referentni signali potrebni pri izvođenju konverzija primljenih radio signala u svakom od kanala koriste se visokofrekventni signali koji dolaze iz izduvnih plinova 8.

PRMU 3 ima 5 ulaza: prvi, koji je ulaz prvog kanala PRMU, je dizajniran da unese radio signal koji je primio SCAP 1 na kanal razlike horizontalne ravni Δ g; drugi, koji je ulaz drugog kanala PRMU, namijenjen je za unos radio signala koji SAR 1 prima kroz kanal razlike vertikalne ravni Δ in; treći, koji je ulaz trećeg kanala PRMU, namijenjen je za unos radio signala koji SAR 1 prima na ukupnom kanalu Σ; 4. - za unos 10 taktnih signala iz sinhronizatora; 5. - za ulaz iz izduvnih gasova 8 referentnih visokofrekventnih signala.

PRMU 3 ima 3 izlaza: 1. - za izlaz radio signala pojačanih u prvom kanalu; 2. - za izlaz radio signala pojačanih u drugom kanalu; 3. - za izlaz radio signala pojačanih u trećem kanalu.

Analogno-digitalni pretvarač 4 je tipičan trokanalni ADC, kao što je AD7582 ADC kompanije Analog Devies. ADC 4 pretvara radio signale srednje frekvencije PRMU 3 u digitalni oblik. Početak konverzije određen je taktnim impulsima koji dolaze iz sinhronizatora 10. Izlazni signal svakog od kanala ADC 4 je digitalizovani radio signal koji dolazi na njegov ulaz.

Programabilni signalni procesor 5 je tipičan digitalni računar koji se koristi u bilo kom modernom CGS-u ili radaru i optimizovan za primarnu obradu primljenih radio signala. PPP 5 pruža:

Uz pomoć prvog digitalnog autoputa (CM 1) komunikacija sa PC 9;

Uz pomoć drugog digitalnog autoputa (CM 2) komunikacija sa CPA;

Implementacija funkcionalnog softvera (FPO PPS), koji sadrži sve potrebne konstante i obezbeđuje sledeću obradu radio signala u PPS 5: kvadraturnu obradu digitalizovanih radio signala koji pristižu na njegove ulaze; koherentna akumulacija ovih radio signala; množenje akumuliranih radio signala referentnom funkcijom koja uzima u obzir oblik dijagrama antene; izvršenje procedure brze Fourierove transformacije (FFT) na rezultatu množenja.

Bilješke.

Za FPO PPS nema posebnih zahtjeva: samo ga treba prilagoditi operativnom sistemu koji se koristi u PPS 5.

Kao CM 1 i CM 2 može se koristiti bilo koji od poznatih digitalnih autoputeva, kao što je digitalni autoput MPI (GOST 26765.51-86) ili MKIO (GOST 26765.52-87).

Algoritmi gore navedene obrade poznati su i opisani u literaturi, na primjer, u monografiji [Merkulov V.I., Kanashchenkov A.I., Perov A.I., Drogalin V.V. et al.. Procjena dometa i brzine u radarskim sistemima. Dio 1. / Ed. A. I. Kanashchenkov i V. I. Merkulova - M.: Radiotehnika, 2004, str. 162-166, 251-254], u patentu SAD br. 5014064, kl. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991. i RF patent br. 2258939, 20.08.2005.

Rezultati gornje obrade u obliku tri matrice amplituda (MA) formiranih od radio signala, odnosno primljenih kroz kanal razlike horizontalne ravni - MA Δg, kanala razlike vertikalne ravni - MA Δv i ukupnog kanal - MA Σ , PPS 5 upisuje u bafer digitalnog autoputa CM one . Svaki od MA je tabela ispunjena vrijednostima amplituda radio signala reflektiranih s različitih dijelova zemljine površine.

Matrice MA Δg, MA Δv i MA Σ su izlazni podaci PPP 5.

Antenski pogon 6 je tipičan žiro-stabilizovan (sa stabilizacijom snage antene) pogon koji se trenutno koristi u mnogim CGS, na primjer, u CGS rakete X-25MA [Karpenko A.V., Ganin S.M. Taktičke rakete domaćeg vazduhoplovstva. - S-P.: 2000, str. 33-34]. Omogućava (u poređenju sa elektromehaničkim i hidrauličkim pogonima koji implementiraju stabilizaciju indikatora antene) gotovo savršeno odvajanje antene od tijela rakete [Merkulov V.I., Drogalin V.V., Kanashchenkov A.I. i drugi Vazduhoplovni sistemi radio kontrole. T.2. Radioelektronski sistemi navođenja. / Under. ed. A.I. Kanashchenkova i V.I. Merkulov. - M.: Radiotehnika, 2003, str.216]. PA 6 obezbeđuje rotaciju SCHAR 1 u horizontalnoj i vertikalnoj ravni i njegovu stabilizaciju u prostoru.

DUPA gp, DUPA vp, ADC gp, ADC vp, DAC gp, DAC vp, DPG gp, DPG vp, koji su funkcionalno dio PA 6, nadaleko su poznati i trenutno se koriste u mnogim CGS i radarskim stanicama. Mikroračunar je tipičan digitalni računar implementiran na jednom od poznatih mikroprocesora, na primjer, mikroprocesor MIL-STD-1553B koji je razvio ELKUS Electronic Company dd. Mikroračunar je povezan sa digitalnim računarom 9 preko digitalnog autoputa CM 1. Digitalni autoput CM 1 se takođe koristi za uvođenje funkcionalnog softvera antenskog pogona (FPO pa) u mikroračunar.

Za FPO pa nema posebnih zahtjeva: samo mora biti prilagođen operativnom sistemu koji se koristi u mikroračunaru.

Ulazni podaci PA 6 koji dolaze iz CM 1 sa računara 9 su: broj N p režima rada PA i vrednosti parametara neusklađenosti u horizontalnom Δϕ g i vertikalnom Δϕ u ravnima. Navedene ulazne podatke prima PA 6 tokom svake razmene sa računarom 9.

PA 6 radi u dva načina rada: kavez i stabilizacija.

U "Cracking" modu, koji je digitalno računalo 9 postavilo sa odgovarajućim brojem moda, na primjer, N p =1, mikroračunar čita sa ADC gp i ADC vp vrijednosti ​​​uglova položaja antene pretvorene u ih u digitalni oblik, koji im dolaze iz DUPA GP i DUPA vp. Vrijednost ugla ϕ ag položaja antene u horizontalnoj ravni mikroračunar šalje u DAC gp, koji je pretvara u istosmjerni napon proporcionalan vrijednosti ovog ugla i isporučuje je u DPG gp. DPG gp počinje da rotira žiroskop, menjajući na taj način ugaoni položaj antene u horizontalnoj ravni. Vrijednost ugla ϕ av položaja antene u vertikalnoj ravni mikroračunar šalje u DAC VP, koji je pretvara u istosmjerni napon proporcionalan vrijednosti ovog ugla, i isporučuje je u DPG VP. DPG VP počinje da rotira žiroskop, čime se menja ugaoni položaj antene u vertikalnoj ravni. Tako, u režimu "Catching", PA 6 obezbeđuje položaj antene koaksijalan sa građevinskom osom rakete.

U režimu "Stabilizacija", koji je digitalno računalo 9 postavilo s odgovarajućim brojem moda, na primjer, N p =2, mikroračunar u svakom ciklusu rada čita iz digitalnog bafera 1 vrijednosti parametara neusklađenosti u horizontalni Δϕ g i vertikalni Δϕ u ravnima. Vrijednost parametra neusklađenosti Δϕ r u horizontalnoj ravni šalje mikroračunar na DAC gp. DAC gp pretvara vrijednost ovog parametra neusklađenosti u istosmjerni napon proporcionalan vrijednosti parametra neusklađenosti i dostavlja ga DPG gp. DPG GP menja ugao precesije žiroskopa, čime se koriguje ugaoni položaj antene u horizontalnoj ravni. Vrijednost parametra neusklađenosti Δϕ u vertikalnoj ravni šalje mikroračunar na DAC vp. DAC VP pretvara vrijednost ovog parametra greške u istosmjerni napon proporcionalan vrijednosti parametra greške i dostavlja ga DPG VP. DPG vp mijenja ugao precesije žiroskopa, čime se korigira kutni položaj antene u vertikalnoj ravni. Dakle, u režimu "Stabilizacija" PA 6 u svakom ciklusu rada obezbeđuje odstupanje antene pod uglovima jednakim vrednostima parametara neusklađenosti u horizontalnom Δϕ g i vertikalnom Δϕ u ravninama.

Odvajanje SHAR 1 od oscilacija tijela rakete PA 6 omogućava, zbog svojstava žiroskopa, da se prostorni položaj njegovih osa zadrži nepromijenjen tokom evolucije baze na kojoj je fiksiran.

Izlaz PA 6 je digitalni računar u čiji bafer mikroračunar upisuje digitalne kodove za vrednosti ugaonog položaja antene u horizontalnom ϕ ag i vertikalnom ϕ u ravnima koje formira od vrednosti ​​uglova položaja antene pretvorenih u digitalni oblik pomoću ADC gp i ADC vp preuzetih iz DUPA gp i DUPA vp.

Predajnik 7 je tipičan TX, koji se trenutno koristi u mnogim radarima, na primjer, opisan u patentu RU 2260195 od 03.11.2004. PRD 7 je dizajniran za generiranje pravokutnih radio impulsa. Period ponavljanja radio impulsa koje generiše predajnik je postavljen takotnim impulsima koji dolaze iz sinhronizatora 10. Referentni oscilator 8 se koristi kao glavni oscilator predajnika 7.

Referentni oscilator 8 je tipičan lokalni oscilator koji se koristi u gotovo svakom aktivnom RGS-u ili radaru, koji osigurava generiranje referentnih signala date frekvencije.

Digitalni računar 9 je tipičan digitalni računar koji se koristi u bilo kom modernom CGS-u ili radaru i optimizovan za rešavanje problema sekundarne obrade primljenih radio signala i upravljanja opremom. Primer takvog digitalnog računara je digitalni računar Baguette-83 koji proizvodi Istraživački institut Sibirskog ogranka Ruske akademije nauka KB Korund. TsVM 9:

Prema prethodno pomenutom CM 1, putem prenosa odgovarajućih komandi, obezbeđuje upravljanje PPS 5, PA 6 i sinhronizatorom 10;

Na trećem digitalnom magistralnom putu (DM 3), koji se koristi kao digitalni autoput MKIO, putem prenosa odgovarajućih komandi i znakova iz CPA, omogućava samotestiranje;

Prema CM 3, dobija od CPA funkcionalnu softver(FPO tsvm) i pamti ga;

Putem četvrte digitalne magistrale (CM 4), koja se koristi kao digitalna magistrala MKIO, omogućava se komunikacija sa eksternim uređajima;

Implementacija FPO tsvm.

Bilješke.

Ne postoje posebni zahtjevi za FPO cvm: samo mora biti prilagođen operativnom sistemu koji se koristi u digitalnom računaru 9. Bilo koji od poznatih digitalnih autoputeva, na primjer, MPI digitalni autoput (GOST 26765.51-86) ili MKIO (GOST 26765.52-87).

Implementacija FPO cvm omogućava cvm 9 da uradi sljedeće:

1. Prema indikacijama cilja primljenim od eksternih uređaja: ugaonom položaju mete u horizontalnoj ϕ tsgtsu i vertikalnoj ϕ tsvtsu ravnini, dometu D tsu do cilja i brzini približavanja V projektila cilju, izračunati period ponavljanja sondirajućih impulsa.

Algoritmi za izračunavanje perioda ponavljanja sondirajućih impulsa su široko poznati, na primjer, opisani su u monografiji [Merkulov V.I., Kanashchenkov A.I., Perov A.I., Drogalin V.V. et al.. Procjena dometa i brzine u radarskim sistemima. 4.1. / Ed. A.I. Kanashchenkova i V.I. Merkulova - M.: Radiotehnika, 2004, str. 263-269].

2. Na svakoj od matrica MA Δg, MA Δv i MA Σ formiranih u PPS 5 i prenošenih na računar 6 preko CM 1, izvršiti sljedeću proceduru: uporediti vrijednosti amplituda radio signala snimljenih u ćelije navedenog MA sa graničnom vrijednošću i, ako je vrijednost amplitude radio signala u ćeliji veća od vrijednosti praga, upisati jednu u ovu ćeliju, u inače- nula. Kao rezultat ovog postupka, od svakog navedenog MA, digitalni računar 9 formira odgovarajuću detekcijsku matricu (MO) - MO Δg, MO Δv i MO Σ u čije ćelije su upisane nule ili jedinice, a jedinica ukazuje na prisustvo cilja u ovoj ćeliji, a nula označava njegovo odsustvo.

3. Prema koordinatama ćelija detekcionih matrica MO Δg, MO Δv i MO Σ, u kojima se bilježi prisustvo mete, izračunati udaljenost svake od otkrivenih meta od centra (tj. od centralne ćelije ) odgovarajuće matrice, i poređenjem ovih udaljenosti odredite cilj, najbliži centru odgovarajuće matrice. Koordinate ove mete memoriše kompjuter 9 u obliku: broj kolone N stbd matrice detekcije MO Σ koja određuje udaljenost mete od centra MO Σ u dometu; brojevi linija N strv matrice detekcije MO Σ , koja određuje udaljenost cilja od centra MO Σ prema brzini približavanja projektila cilju; brojevi kolona N stbg matrice detekcije MO Δg, koja određuje udaljenost mete od centra MO Δg duž ugla u horizontalnoj ravni; red broj N strv matrice detekcije MO Δv, koji određuje udaljenost mete od centra MO Δv duž ugla u vertikalnoj ravni.

4. Koristeći memorisane brojeve kolona N stbd i redove N stv matrice MO detekcije Σ prema formulama:

(gdje su D tsmo, V tsmo koordinate centra matrice detekcije MO Σ: ΔD i ΔV su konstante koje specificiraju diskretni stupac matrice detekcije MO Σ u smislu raspona i diskretnog reda matrice detekcije MO Σ u smislu brzine, respektivno), izračunajte vrijednosti dometa do cilja D c i brzine približavanja V sb projektila sa metom.

5. Koristeći memorisane brojeve kolone N stbg matrice MO detekcije Δg i redova N strv matrice MO detekcije Δv, kao i vrijednosti kutnog položaja antene u horizontali ϕ ag i vertikalnoj ϕ ravnine, prema formulama:

(gdje su Δϕ stbg i Δϕ strv konstante koje određuju diskretnu kolonu matrice detekcije MO Δg uglom u horizontalnoj ravni i diskretni red matrice detekcije MO Δv uglom u vertikalnoj ravni, respektivno), izračunajte vrijednosti ciljnih ležajeva u horizontalnoj ravnini ϕ tsg i vertikalnoj Δϕ tsv.

6. Izračunajte vrijednosti parametara neusklađenosti u horizontalnom Δϕ g i vertikalnom Δϕ u ravninama prema formulama

ili po formulama

gdje je ϕ tsgtsu, ϕ tsvtsu - vrijednosti uglova položaja cilja u horizontalnoj i vertikalnoj ravni, respektivno, dobijene od vanjskih uređaja kao oznake cilja; ϕ tsg i ϕ tsv - izračunate u digitalnom računaru 9 vrijednosti smjera cilja u horizontalnoj i vertikalnoj ravni; ϕ ar i ϕ av su vrijednosti uglova položaja antene u horizontalnoj i vertikalnoj ravnini.

Sinhronizator 10 je konvencionalni sinhronizator koji se trenutno koristi u mnogim radarskim stanicama, na primjer, opisan u prijavi za pronalazak RU 2004108814 od 24.03.2004. ili u patentu RU 2260195 od 03.11.2004. Sinhronizator 10 je dizajniran za generiranje taktnih impulsa različitog trajanja i brzine ponavljanja koji osiguravaju sinhroni rad RGS-a. Komunikacija sa digitalnim računarom 9 sinhronizatorom 10 se vrši na centralnom računaru 1 .

Uređaj za koji se tvrdi da radi na sljedeći način.

Na terenu od KPA na digitalnom magistralnom putu CM 2 u PPS 5 ulazi FPO PPS, koji je snimljen u njegovom memorijskom uređaju (memoriji).

Na terenu od KPA na digitalnom autoputu TsM 3 u TsVM 9 ulazi FPO tsvm, koji je upisan u njegovu memoriju.

Na terenu se FPO mikroračunara uvodi u mikroračunar iz CPA duž digitalnog magistralnog puta TsM 3 preko digitalnog računara 9, koji se upisuje u njegovu memoriju.

Napominjemo da FPO tsvm, FPO mikrokompjuter i FPO pps uvedeni iz CPA sadrže programe koji omogućavaju implementaciju svih gore navedenih zadataka u svaki od navedenih kalkulatora, pri čemu uključuju vrijednosti svih potrebnih konstanti za proračune i logičke operacije.

Nakon napajanja digitalnog računara 9, PPS 5 i mikroračunar antenskog drajva 6 počinju da implementiraju svoj FPO, dok obavljaju sledeće.

1. Digitalni računar 9 prenosi broj moda N p koji odgovara prijenosu PA 6 u Caging mod na mikroračunar preko digitalnog autoputa 1.

2. Mikroračunar, nakon što je primio način rada broj N p "Pucanje", čita od ADC GP i ADC VP vrijednosti uglova položaja antene koje su oni pretvorili u digitalni oblik, dolazeći do njih, respektivno, od ROV GP i ROV VP. Vrijednost ugla ϕ ag položaja antene u horizontalnoj ravni mikroračunar šalje u DAC gp, koji je pretvara u istosmjerni napon proporcionalan vrijednosti ovog ugla i isporučuje je u DPG gp. DPG GP rotira žiroskop, menjajući na taj način ugaoni položaj antene u horizontalnoj ravni. Vrijednost ugla ϕ av položaja antene u vertikalnoj ravni mikroračunar šalje u DAC VP, koji je pretvara u istosmjerni napon proporcionalan vrijednosti ovog ugla, i isporučuje je u DPG VP. DPG VP rotira žiroskop, čime se mijenja kutni položaj antene u vertikalnoj ravni. Osim toga, mikroračunar bilježi vrijednosti uglova položaja antene u horizontalnoj ϕ ar i vertikalnoj ϕ ab ravnini u bafer digitalnog autoputa CM 1 .

3. Digitalni računar 9 očitava sljedeće indikacije cilja iz bafera digitalnog autoputa CM 4 koji se napaja od vanjskih uređaja: vrijednosti ugaonog položaja mete u horizontalnoj ϕ tsgtsu i vertikalnoj ϕ tsvtsu ravnini, vrijednosti ​​od udaljenosti D tsu do cilja, brzine V prilaza projektila cilju i analizira ih.

Ako su svi gore navedeni podaci jednaki nuli, tada računar 9 izvršava radnje opisane u paragrafima 1 i 3, dok mikroračunar izvodi radnje opisane u paragrafu 2.

Ako su gore navedeni podaci različiti od nule, tada digitalni računar 9 čita iz bafera digitalnog autoputa TsM 1 vrijednosti kutnog položaja antene u vertikalnoj ϕ av i horizontalnoj ϕ ar ravnini i, koristeći formule (5), izračunava vrijednosti parametara neusklađenosti u horizontalnom Δϕ r i vertikalnom Δϕ u ravninama koje upisuje u digitalni bafer autoputa CM 1 . Dodatno, digitalni računar 9 u baferu digitalnog autoputa CM 1 upisuje broj moda N p koji odgovara režimu "Stabilizacija".

4. Mikroračunar, nakon što je pročitao mod broj N p "Stabilizacija" iz bafera digitalnog autoputa CM 1, vrši sljedeće:

Čita iz bafera digitalnog autoputa CM 1 vrijednosti parametara neusklađenosti u horizontalnom Δϕ g i vertikalnom Δϕ u ravninama;

Vrijednost parametra neusklađenosti Δϕ g u horizontalnoj ravni izlazi na DAC gp, koji je pretvara u istosmjerni napon proporcionalan vrijednosti dobivenog parametra neusklađenosti i isporučuje ga u DPG gp; DPG gp počinje da rotira žiroskop, menjajući na taj način ugaoni položaj antene u horizontalnoj ravni;

Vrijednost parametra neusklađenosti Δϕ u vertikalnoj ravni izlazi na DAC VP, koji je pretvara u DC napon proporcionalan vrijednosti dobijenog parametra neusklađenosti i isporučuje je u DPG VP; DPG VP počinje da rotira žiroskop, čime se menja ugaoni položaj antene u vertikalnoj ravni;

čita iz ADC gp i ADC vp vrijednosti uglova položaja antene u horizontalnom ϕ ag i vertikalnom ϕ u ravninama koje su oni pretvorili u digitalni oblik, dolazeći do njih, respektivno, od ADC gp i ADC vp, koji su upisani u bafer digitalnog autoputa TsM 1 .

5. TsVM 9 koristeći oznaku cilja, u skladu sa algoritmima opisanim u [Merkulov V.I., Kanashchenkov A.I., Perov A.I., Drogalin V.V. et al.. Procjena dometa i brzine u radarskim sistemima. Dio 1. / Ed. A.I. Kanashchenkova i V.I. Merkulova - M.: Radiotehnika, 2004, str. 263-269], izračunava period ponavljanja sondirajućih impulsa i, u odnosu na impulse sondiranja, generiše kodove vremenskih intervala koji određuju trenutke otvaranja PRMU-a 3 i početak rada OG 8 i ADC 4.

Kodovi perioda ponavljanja sondirajućih impulsa i vremenskih intervala koji određuju momente otvaranja PRMU 3 i početka rada izduvnih gasova 8 i ADC 4 se prenose digitalnim računarom 9 do sinhronizatora 10 preko digitalnog autoputa. .

6. Sinkronizator 10, na osnovu kodova i intervala navedenih iznad, generiše sledeće impulse takta: TX startne impulse, impulse zatvaranja prijemnika, OG taktne impulse, ADC taktne impulse, impulse početka obrade signala. TX startni impulsi sa prvog izlaza sinhronizatora 10 se unose na prvi ulaz TX 7. Zatvarajući impulsi prijemnika sa drugog izlaza sinhronizatora 10 se unose na četvrti ulaz RMS 3. OG Takt impulsi se primaju sa trećeg izlaza sinhronizatora 10 na ulaz OG 8. ADC taktni impulsi sa četvrtog izlaza sinhronizatora 10 se napajaju na četvrti ulaz ADC 4. Impulsi početka obrade signala sa petog izlaza sinhronizatora 10 se napajaju na četvrti ulaz PPS 5.

7. EG 8, nakon što je primio vremenski impuls, resetuje fazu visokofrekventnog signala koji je generisao i šalje ga preko svog prvog izlaza na TX 7 i preko svog drugog izlaza na peti ulaz PRMU 3.

8. Rx 7, nakon što je primio okidač impulsa Rx, koristeći visokofrekventni signal referentnog oscilatora 8, formira snažan radio impuls, koji se sa svog izlaza dovodi na ulaz AP 2 i dalje na ukupan unos SHAR 1, koji ga zrači u svemir.

9. SCAR 1 prima radio signale reflektovane od zemlje i ciljeva i od svog ukupnog Σ, razlike horizontalne ravni Δ g i razlike vertikalne ravni Δ na izlazima ih emituje na ulaz-izlaz AP 2, na ulaz prvog kanal PRMU 3 i na ulaz drugog kanala PRMU 3. Radio signal primljen na AP 2 emituje se na ulaz trećeg kanala PRMU 3.

10. PRMU 3 pojačava svaki od gore navedenih radio signala, filtrira šum i, koristeći referentne radio signale koji dolaze iz izduvnih plinova 8, pretvara ih u međufrekvenciju, te pojačava radio signale i pretvara ih u međufrekvenciju samo u tim vremenski intervali kada nema impulsa koji zatvaraju prijemnik.

Navedeni radio signali pretvoreni u međufrekvenciju sa izlaza odgovarajućih kanala PRMU 3 dovode se, redom, na ulaze prvog, drugog i trećeg kanala ADC 4.

11. ADC 4, po prijemu svog četvrtog ulaza od sinhronizatora 10 vremenskih impulsa, čija je stopa ponavljanja dvostruko veća od frekvencije radio signala koji dolaze iz PRMU 3, kvantizira pomenute radio signale koji pristižu na ulaze njegovih kanala u vrijeme i nivo, formirajući tako na izlazima prvog, drugog i trećeg kanala gore pomenuti radio signali u digitalnom obliku.

Napominjemo da je frekvencija ponavljanja taktnih impulsa izabrana dvostruko veća od frekvencije radio signala koji pristižu na ADC 4 kako bi se implementirala kvadraturna obrada primljenih radio signala u PPS 5.

Sa odgovarajućih izlaza ADC 4, gore navedeni radio signali u digitalnom obliku se primaju na prvi, drugi i treći ulaz PPS 5.

12. PPS 5, po prijemu svog četvrtog ulaza od sinhronizatora 10 impulsa početka obrade signala, preko svakog od navedenih radio signala u skladu sa algoritmima opisanim u monografiji [Merkulov V.I., Kanashchenkov A.I., Perov A.I., Drogalin V.V. et al.. Procjena dometa i brzine u radarskim sistemima. Dio 1. / Ed. A. I. Kanashchenkova i V. I. Merkulova - M.: Radiotehnika, 2004, str. 162-166, 251-254], patent SAD br. 5014064, kl. G01S 13/00, 342-152, 05.07.1991. i RF patent br. 2258939, 20.08.2005., vrši: kvadraturnu obradu primljenih radio signala, čime se eliminiše zavisnost amplituda primljenih radio signala od nasumične početne faze ovih radio signala; koherentna akumulacija primljenih radio signala, čime se obezbeđuje povećanje odnosa signal-šum; množenje akumuliranih radio signala referentnom funkcijom koja uzima u obzir oblik dijagrama antene, čime se eliminiše efekat oblika antenskog dijagrama na amplitudu radio signala, uključujući efekat njegovih bočnih režnjeva; izvršavanje DFT procedure na rezultatu množenja, čime se obezbeđuje povećanje rezolucije CGS-a u horizontalnoj ravni.

Rezultate navedene obrade PPS 5 u obliku matrica amplituda - MA Δg, MA Δv i MA Σ - upisuje u bafer digitalnog autoputa CM 1 . Još jednom napominjemo da je svaki od MA tabela ispunjena vrijednostima amplituda radio signala reflektiranih sa različitih dijelova zemljine površine, dok:

Amplitudna matrica MA Σ , formirana od radio signala primljenih preko zbirnog kanala, u stvari je radarska slika zemljine površine u koordinatama "Raspon × Doplerova frekvencija", čije su dimenzije proporcionalne širini dijagrama antene. , ugao nagiba uzorka i udaljenost od tla. Amplituda radio signala snimljenog u središtu amplitudske matrice duž koordinate "Range" odgovara površini zemljine površine koja se nalazi na udaljenosti od CGS-a Amplituda radio signala, snimljena u centru amplitudske matrice duž koordinate "Doplerova frekvencija", odgovara površini zemljine površine koja se približava RGS brzinom od V cs, tj. V tsma =V sbtsu, gdje je V tsma - brzina centra matrice amplituda;

Amplitudne matrice MA Δg i MA Δv, formirane, respektivno, od razlika radio signala horizontalne ravni i razlika radio signala vertikalne ravni, identične su višedimenzionalnim ugaonim diskriminatorima. Amplitude radio signala snimljenih u podatkovnim centrima matrica odgovaraju površini zemljine površine na koju je usmjeren ekvisignalni smjer (RCH) antene, tj. ϕ tsmag =ϕ tsgcu, ϕ tsmav = ϕ tsvts, gde je ϕ tsmag ugaoni položaj centra matrice amplitude MA Δg u horizontalnoj ravni, ϕ tsmav je ugaoni položaj centra amplitudne matrice MA Δ vertikalna ravan, ϕ tsgts je vrijednost ugaone pozicije mete u horizontalnoj ravni, dobijena kao ciljna oznaka, ϕ tsvtsu - vrijednost ugaone pozicije mete u vertikalnoj ravni, dobijena kao oznaka cilja.

Navedene matrice su detaljnije opisane u patentu RU br. 2258939 od 20. avgusta 2005. godine.

13. Digitalni računar 9 čita vrijednosti matrica MA Δg, MA Δv i MA Σ iz bafera CM 1 i na svakoj od njih izvodi sljedeću proceduru: upoređuje vrijednosti amplitude radio signala snimljenih u MA ćelije sa vrijednošću praga vrijednosti praga, tada ova ćelija upisuje jedan, inače - nula. Kao rezultat ovog postupka, iz svakog navedenog MA formira se matrica detekcije (MO) - MO Δg, MO Δv i MO Σ, respektivno, u čije ćelije su upisane nule ili jedinice, dok jedinica signalizira prisustvo meta u ovoj ćeliji, a nula - o njenom odsustvu. Napominjemo da se dimenzije matrica MO Δg, MO Δv i MO Σ potpuno poklapaju sa odgovarajućim dimenzijama matrica MA Δg, MA Δv i MA Σ , dok je: V tsmo, gdje je V tsmo brzina centra matrice matrica za detekciju; ϕ tsmag =ϕ tsmog, ϕ tsmav =ϕ tsmov, gdje je ϕ tsmog ugaoni položaj centra detekcione matrice MO Δg horizontalne ravni, ϕ tsmov je ugaoni položaj centra matrice detekcije MO Δ u vertikalna ravan.

14. Digitalni računar 9, prema podacima snimljenim u matricama detekcije MO Δg, MO Δv i MO Σ , izračunava udaljenost svakog od detektovanih ciljeva od centra odgovarajuće matrice i poređenjem ovih uklanjanja određuje najbližu metu. do centra odgovarajuće matrice. Koordinate ove mete memoriše kompjuter 9 u obliku: broj kolone N stbd matrice detekcije MO Σ koja određuje udaljenost mete od centra MO Σ u dometu; brojevi linija N strv matrice detekcije MO Σ koja određuje udaljenost mete od centra MO Σ prema brzini cilja; brojevi kolona N stbg matrice detekcije MO Δg, koja određuje udaljenost mete od centra MO Δg duž ugla u horizontalnoj ravni; red broj N strv matrice detekcije MO Δv, koji određuje udaljenost mete od centra MO Δv duž ugla u vertikalnoj ravni.

15. Digitalni računar 9, koristeći pohranjene brojeve kolone N stbd i reda N stv matrice detekcije MO Σ, kao i koordinate centra matrice detekcije MO Σ prema formulama (1) i (2) , izračunava udaljenost D c do cilja i brzinu V sb približavanja projektila sa ciljem da.

16. TsVM 9, koristeći pohranjene brojeve kolone N stbg matrice MO detekcije Δg i reda N strv matrice MO detekcije Δv, kao i vrijednosti kutnog položaja antene u horizontali ϕ ag i vertikalne ravni ϕ ab, prema formulama (3) i (4) izračunava vrednosti nagiba mete u horizontalnoj ravni ϕ tsg i vertikalnoj ϕ tsv.

17. Digitalni računar 9 po formulama (6) izračunava vrednosti parametara neusklađenosti u horizontalnom Δϕ g i vertikalnom Δϕ u ravnima koje zajedno sa brojem režima „Stabilizacija“ upisuje u bafer CM. 1 .

18. Digitalni kompjuter 9 beleži izračunate vrednosti smerova cilja u horizontalnoj ϕ tsg i vertikalnoj ϕ tsv ravnini, rastojanje do cilja D c i brzinu približavanja V sb projektila sa ciljem u tampon digitalnog autoputa CM 4, koje sa njega čitaju vanjski uređaji.

19. Nakon toga, predmetni uređaj, u svakom sljedećem ciklusu svog rada, izvodi postupke opisane u paragrafima 5...18, dok implementirajući algoritam opisan u paragrafu 6, računar 6 izračunava period ponavljanja sondirajućih impulsa koristeći podaci o oznakama cilja, te vrijednosti dometa D c, brzina približavanja projektila V sb cilju, ugaoni položaj cilja u horizontali ϕ tsg i vertikalnoj ϕ ts u ravninama, izračunati u prethodnom ciklusa prema formulama (1) - (4), respektivno.

Upotreba pronalaska, u poređenju sa prototipom, zbog upotrebe žiro-stabilizovanog antenskog pogona, upotrebe SAR-a, implementacije koherentne akumulacije signala, implementacije DFT procedure, koja obezbeđuje povećanje rezolucije CGS-a u azimutu do 8...10 puta, omogućava:

Značajno poboljšati stepen stabilizacije antene,

Obezbedite donje bočne režnjeve antene,

Visoka rezolucija ciljeva po azimutu i, zbog toga, veća preciznost lokacije cilja;

Omogućite veliki domet detekcije cilja uz nisku prosječnu snagu predajnika.

Za izvođenje navedenog uređaja može se koristiti baza elemenata koja trenutno proizvodi domaća industrija.

Radarska glava za navođenje koja sadrži antenu, predajnik, prijemni uređaj (PRMU), cirkulator, senzor kutnog položaja antene u horizontalnoj ravni (ARV GP) i senzor kutnog položaja antene u vertikalnoj ravni (ARV VP), karakterizira po tome što je opremljen trokanalnim analogno-digitalnim pretvaračem (ADC), programabilnim signalnim procesorom (PPS), sinhronizatorom, referentnim oscilatorom (OG), digitalnim računarom, proreznim antenskim nizom (SAR) monopulsnog tip je korišten kao antena, mehanički fiksiran na žiroplatformi žirostabiliziranog antenskog pogona i funkcionalno uključuje ROV žiroplatformski precesijski motor u horizontalnoj ravni (GPGgp), žiroplatformni precesijski motor u vertikalnoj ravni (GPGvp) i mikrodigitalni računar (mikroračunar) Štaviše, DUPAgp je mehanički spojen na os GPGgp, a njegov izlaz je preko analogno-digitalnog pretvarača (ADC VP), spojen na prvi ulaz mikrofona roTsVM, DUPA VP je mehanički povezan sa DPG VP osovinom, a njegov izlaz preko analogno-digitalnog pretvarača (ADC VP) povezan je sa drugim ulazom mikroračunara, prvi izlaz mikroračunara povezan je preko digitalnog- analogni pretvarač (DAC GP) na DPG GP, drugi izlaz mikroračunara preko digitalno-analognog pretvarača (DAC VP) je povezan na DPG VP, ukupni ulaz-izlaz cirkulatora je povezan na ukupni ulaz-izlaz SCAR-a, diferencijalni izlaz SCAR-a za dijagram zračenja u horizontalnoj ravni je povezan na ulaz prvog kanala PRMU-a, diferencijalni izlaz SCAR-a za dijagram zračenja u vertikalnoj ravni je spojen na ulaz drugog kanala RMS-a, izlaz cirkulatora je spojen na ulaz trećeg kanala RMS-a, ulaz cirkulatora je povezan sa izlazom predajnika, izlaz prvog kanala RMS-a je spojen na ulaz prvog kanala (ADC), izlaz drugog kanala RMS-a je spojen na ulaz drugog kanala ADC-a, izlaz trećeg kanala RMS-a je povezan na ulaz trećeg ADC kanala, izlaz prvog ADC kanala je spojen na prvi ulaz (PPP), izlaz drugog ADC kanal je povezan na drugi ulaz PPS-a, izlaz trećeg kanala ADC-a je povezan sa trećim ulazom PPS-a, prvi izlaz sinhronizatora je povezan sa prvim ulazom predajnika, drugi izlaz sinhronizatora je spojen na četvrti ulaz PRMU-a, treći izlaz sinhronizatora je spojen na ulaz (OG), četvrti izlaz sinhronizatora je povezan sa četvrtim ulazom ADC-a, peti izlaz sinkronizatora je spojen na četvrti ulaz PPS-a, prvi izlaz OG-a je spojen na drugi ulaz predajnika, drugi izlaz OG-a je spojen na peti ulaz PRMU-a, a PPS, digitalno računalo, sinhronizator i mikrokompjuter su međusobno povezani prvim digitalnim autoputem, PPS je drugi digitalni, trunk je povezan sa kontrolnom i ispitnom opremom (CPA), digitalni kompjuter je povezan sa CPA trećim digitalnim autoputem, digitalni kompjuter spojen je na četvrti digitalni autoput za komunikaciju sa vanjskim uređajima.

BALTIČKI DRŽAVNI TEHNIČKI UNIVERZITET

_____________________________________________________________

Katedra za radioelektronske uređaje

RADAR HOMING HEAD

St. Petersburg

2. OPĆE INFORMACIJE O RLGS.

2.1 Svrha

Radarska glava za navođenje postavljena je na raketu zemlja-vazduh kako bi se osiguralo automatsko hvatanje cilja, njegovo automatsko praćenje i izdavanje kontrolnih signala autopilotu (AP) i radio osiguraču (RB) u završnoj fazi leta rakete. .

2.2 Specifikacije

RLGS karakteriziraju sljedeći osnovni podaci o performansama:

1. pretražite područje po smjeru:

Elevacija ± 9°

2. vrijeme pregleda područja pretraživanja 1,8 - 2,0 sek.

3. vrijeme hvatanja cilja po kutu 1,5 s (ne više)

4. Maksimalni uglovi devijacije područja pretraživanja:

U azimutu ± 50° (ne manje od)

Visina ± 25° (ne manje od)

5. Maksimalni uglovi devijacije ekvisignalne zone:

U azimutu ± 60° (ne manje od)

Visina ± 35° (ne manje od)

6. domet hvatanja cilja tipa aviona IL-28 sa izdavanjem kontrolnih signala prema (AP) sa vjerovatnoćom ne manjom od 0,5 -19 km, a sa vjerovatnoćom ne manjom od 0,95 -16 km.

7 zona pretrage u dometu 10 - 25 km

8. opseg radne frekvencije f ± 2,5%

9. prosječna snaga predajnika 68W

10. Trajanje RF impulsa 0,9 ± 0,1 µs

11. Period ponavljanja RF impulsa T ± 5%

12. osjetljivost prijemnih kanala - 98 dB (ne manje)

13.potrošnja energije iz izvora energije:

Od mreže 115 V 400 Hz 3200 W

Mreža 36V 400Hz 500W

Iz mreže 27 600 W

14. težina stanice - 245 kg.

3. PRINCIPI RADA I IZGRADNJE RLGS

3.1 Princip rada radara

RLGS je radarska stanica dometa 3 centimetra, koja radi u režimu pulsnog zračenja. Najopćenitije gledano, radarska stanica se može podijeliti na dva dijela: - stvarni radarski dio i automatski dio koji obezbjeđuje hvatanje cilja, njegovo automatsko praćenje po kutu i dometu, te izdavanje kontrolnih signala autopilotu i radiju. osigurač.

Radarski dio stanice radi na uobičajen način. Visokofrekventne elektromagnetne oscilacije koje genetron generiše u obliku vrlo kratkih impulsa emituju se pomoću visoko usmerene antene, primaju ih ista antena, pretvaraju i pojačavaju u prijemnom uređaju, prolaze dalje do automatskog dela stanice - mete. sistem za praćenje ugla i daljinomer.

Automatski deo stanice sastoji se od sledeća tri funkcionalna sistema:

1. sistemi za upravljanje antenom koji obezbeđuju upravljanje antenom u svim režimima rada radarske stanice (u režimu „pokazivanje“, u režimu „pretraga“ i u režimu „homing“, koji je zauzvrat podeljen na „hvatanje“ i načini "automatskog praćenja")

2. uređaj za mjerenje udaljenosti

3. kalkulator za kontrolne signale dostavljene autopilotu i radio osiguraču rakete.

Sistem upravljanja antenom u režimu "autotracking" radi prema tzv. diferencijalnoj metodi, u vezi sa kojom se u stanici koristi posebna antena koja se sastoji od sferoidnog ogledala i 4 emitera postavljena na određenoj udaljenosti ispred ogledala. .

Kada radarska stanica radi na zračenju, formira se jednostruki dijagram zračenja čiji se maksimum poklapa sa osom antenskog sistema. To se postiže zahvaljujući različitim dužinama talasovoda emitera – postoji tvrd fazni pomak između oscilacija različitih emitera.

Prilikom rada na prijemu, obrasci zračenja emitera se pomjeraju u odnosu na optičku os zrcala i sijeku se na nivou od 0,4.

Povezivanje emitera sa primopredajnikom vrši se kroz talasovodnu stazu, u kojoj se nalaze dva feritna prekidača povezana u seriju:

· Osovinski komutator (FKO), radi na frekvenciji od 125 Hz.

· Prekidač prijemnika (FKP), koji radi na frekvenciji od 62,5 Hz.

Feritni prekidači osi prebacuju talasovodnu putanju na način da su najpre sva 4 emitera povezana na predajnik, formirajući jednokraki dijagram usmerenosti, a zatim na dvokanalni prijemnik, zatim emiteri koji stvaraju dva obrasca usmerenosti smeštena u vertikalna ravan, zatim emiteri koji stvaraju dva uzorka orijentacije u horizontalnoj ravni. Iz izlaza prijemnika signali ulaze u kolo za oduzimanje, gdje se, ovisno o položaju mete u odnosu na ekvisignalni smjer formiran ukrštanjem uzoraka zračenja datog para emitera, generira signal razlike, tj. čija je amplituda i polaritet određen položajem mete u prostoru (slika 1.3).

Sinhrono sa feritnim osnim prekidačem u radarskoj stanici radi kolo za ekstrakciju upravljačkog signala antene, uz pomoć kojeg se generira upravljački signal antene po azimutu i elevaciji.

Komutator prijemnika prebacuje ulaze prijemnih kanala na frekvenciji od 62,5 Hz. Prebacivanje prijemnih kanala povezano je sa potrebom da se usredsrede njihove karakteristike, jer diferencijalna metoda određivanja pravca cilja zahteva potpunu istovetnost parametara oba prijemna kanala. RLGS daljinomjer je sistem sa dva elektronska integratora. Sa izlaza prvog integratora uklanja se napon proporcionalan brzini približavanja cilju, a sa izlaza drugog integratora - napon proporcionalan udaljenosti do cilja. Daljinom hvata najbližu metu u rasponu od 10-25 km s naknadnim automatskim praćenjem do dometa od 300 metara. Na udaljenosti od 500 metara iz daljinomjera se emituje signal koji služi za aktiviranje radio osigurača (RV).

RLGS kalkulator je računarski uređaj i služi za generiranje kontrolnih signala koje RLGS izdaje autopilotu (AP) i RV. U AP se šalje signal koji predstavlja projekciju vektora apsolutne ugaone brzine ciljanog nišanskog snopa na poprečne ose projektila. Ovi signali se koriste za kontrolu smjera i visine projektila. Signal koji predstavlja projekciju vektora brzine približavanja cilja raketi na polarni smjer nišanskog snopa cilja stiže u RV iz kalkulatora.

Posebnosti radarske stanice u odnosu na druge njoj slične stanice po taktičko-tehničkim podacima su:

1. upotreba antene dugog fokusa u radarskoj stanici, koju karakterizira činjenica da se snop formira i odbija u njoj pomoću otklona jednog prilično laganog zrcala, čiji je ugao otklona upola manji od kuta skretanja snopa . Osim toga, u takvoj anteni nema rotirajućih visokofrekventnih prijelaza, što pojednostavljuje njen dizajn.

2. upotreba prijemnika sa linearno-logaritamskom amplitudnom karakteristikom, koja omogućava proširenje dinamičkog opsega kanala do 80 dB i na taj način omogućava pronalaženje izvora aktivnih smetnji.

3. izgradnja sistema ugaonog praćenja diferencijalnom metodom koji obezbeđuje visoku otpornost na buku.

4. primjena u stanici originalnog dvokružnog zatvorenog kola kompenzacije skretanja, koji obezbjeđuje visok stepen kompenzacije oscilacija rakete u odnosu na snop antene.

5. konstruktivna izvedba stanice po tzv. kontejnerskom principu, koju karakteriše niz prednosti u smislu smanjenja ukupne težine, korišćenja dodeljene zapremine, smanjenja interkonekcije, mogućnosti korišćenja centralizovanog sistema hlađenja itd. .

3.2 Odvojeni funkcionalni radarski sistemi

RLGS se može podijeliti na više zasebnih funkcionalnih sistema, od kojih svaki rješava dobro definiran određeni problem (ili nekoliko više ili manje blisko povezanih posebnih problema) i svaki od njih je u određenoj mjeri dizajniran kao posebna tehnološka i strukturna jedinica. Postoje četiri takva funkcionalna sistema u RLGS:

3.2.1 Radarski dio RLGS-a

Radarski dio RLGS-a sastoji se od:

predajnik.

prijemnik.

visokonaponski ispravljač.

visokofrekventni dio antene.

Radarski dio RLGS-a je namijenjen:

· za generisanje visokofrekventne elektromagnetne energije zadate frekvencije (f ± 2,5%) i snage 60 W, koja se zrači u svemir u obliku kratkih impulsa (0,9 ± 0,1 μs).

za naknadni prijem signala reflektovanih od mete, njihovu konverziju u signale srednje frekvencije (Ffc = 30 MHz), pojačanje (preko 2 identična kanala), detekciju i izlaz na druge radarske sisteme.

3.2.2. Synchronizer

Sinhronizator se sastoji od:

Jedinica za prijem i manipulaciju sinhronizacijom (MPS-2).

· prijemna sklopna jedinica (KP-2).

· Upravljačka jedinica za feritne prekidače (UF-2).

čvor za selekciju i integraciju (SI).

Jedinica za odabir signala greške (CO)

· ultrazvučna linija odlaganja (ULZ).

generisanje sinhronizacionih impulsa za pokretanje pojedinačnih kola u radarskoj stanici i kontrolnih impulsa za prijemnik, SI jedinicu i daljinomer (MPS-2 jedinica)

Formiranje impulsa za upravljanje feritnim prekidačem osovina, feritnim prekidačem prijemnih kanala i referentnim naponom (UV-2 čvor)

Integracija i sumiranje primljenih signala, regulacija napona za AGC kontrolu, konverzija ciljnih video impulsa i AGC u radiofrekventne signale (10 MHz) za njihovo odlaganje u ULZ (SI čvor)

· izolacija signala greške neophodnog za rad sistema za ugaono praćenje (CO čvor).

3.2.3. Daljinomjer

Daljinomjer se sastoji od:

Čvor modulatora vremena (EM).

čvor vremenskog diskriminatora (VD)

dva integratora.

Svrha ovog dijela RLGS-a je:

traženje, hvatanje i praćenje cilja u dometu uz izdavanje signala dometa do cilja i brzine približavanja cilju

izdavanje signala D-500 m

Državni komitet Ruske Federacije za više obrazovanje

BALTIČKI DRŽAVNI TEHNIČKI UNIVERZITET

_____________________________________________________________

Katedra za radioelektronske uređaje

RADAR HOMING HEAD

St. Petersburg

2. OPĆE INFORMACIJE O RLGS.

2.1 Svrha

Radarska glava za navođenje postavljena je na raketu zemlja-vazduh kako bi se osiguralo automatsko hvatanje cilja, njegovo automatsko praćenje i izdavanje kontrolnih signala autopilotu (AP) i radio osiguraču (RB) u završnoj fazi leta rakete. .

2.2 Specifikacije

RLGS karakteriziraju sljedeći osnovni podaci o performansama:

1. pretražite područje po smjeru:

Azimut ± 10°

Elevacija ± 9°

2. vrijeme pregleda područja pretraživanja 1,8 - 2,0 sek.

3. vrijeme hvatanja cilja po kutu 1,5 s (ne više)

4. Maksimalni uglovi devijacije područja pretraživanja:

U azimutu ± 50° (ne manje od)

Visina ± 25° (ne manje od)

5. Maksimalni uglovi devijacije ekvisignalne zone:

U azimutu ± 60° (ne manje od)

Visina ± 35° (ne manje od)

6. domet hvatanja cilja tipa aviona IL-28 sa izdavanjem kontrolnih signala prema (AP) sa vjerovatnoćom ne manjom od 0,5 -19 km, a sa vjerovatnoćom ne manjom od 0,95 -16 km.

7 zona pretrage u dometu 10 - 25 km

8. opseg radne frekvencije f ± 2,5%

9. prosječna snaga predajnika 68W

10. Trajanje RF impulsa 0,9 ± 0,1 µs

11. Period ponavljanja RF impulsa T ± 5%

12. osjetljivost prijemnih kanala - 98 dB (ne manje)

13.potrošnja energije iz izvora energije:

Od mreže 115 V 400 Hz 3200 W

Mreža 36V 400Hz 500W

Iz mreže 27 600 W

14. težina stanice - 245 kg.

3. PRINCIPI RADA I IZGRADNJE RLGS

3.1 Princip rada radara

RLGS je radarska stanica dometa 3 centimetra, koja radi u režimu pulsnog zračenja. Najopćenitije gledano, radarska stanica se može podijeliti na dva dijela: - stvarni radarski dio i automatski dio koji obezbjeđuje hvatanje cilja, njegovo automatsko praćenje po kutu i dometu, te izdavanje kontrolnih signala autopilotu i radiju. osigurač.

Radarski dio stanice radi na uobičajen način. Visokofrekventne elektromagnetne oscilacije koje genetron generiše u obliku vrlo kratkih impulsa emituju se pomoću visoko usmerene antene, primaju ih ista antena, pretvaraju i pojačavaju u prijemnom uređaju, prolaze dalje do automatskog dela stanice - mete. sistem za praćenje ugla i daljinomer.

Automatski deo stanice sastoji se od sledeća tri funkcionalna sistema:

1. sistemi za upravljanje antenom koji obezbeđuju upravljanje antenom u svim režimima rada radarske stanice (u režimu „pokazivanje“, u režimu „pretraga“ i u režimu „homing“, koji je zauzvrat podeljen na „hvatanje“ i načini "automatskog praćenja")

2. uređaj za mjerenje udaljenosti

3. kalkulator za kontrolne signale dostavljene autopilotu i radio osiguraču rakete.

Sistem upravljanja antenom u režimu "autotracking" radi prema tzv. diferencijalnoj metodi, u vezi sa kojom se u stanici koristi posebna antena koja se sastoji od sferoidnog ogledala i 4 emitera postavljena na određenoj udaljenosti ispred ogledala. .

Kada radarska stanica radi na zračenju, formira se jednostruki dijagram zračenja čiji se maksimum poklapa sa osom antenskog sistema. To se postiže zahvaljujući različitim dužinama talasovoda emitera – postoji tvrd fazni pomak između oscilacija različitih emitera.

Prilikom rada na prijemu, obrasci zračenja emitera se pomjeraju u odnosu na optičku os zrcala i sijeku se na nivou od 0,4.

Povezivanje emitera sa primopredajnikom vrši se kroz talasovodnu stazu, u kojoj se nalaze dva feritna prekidača povezana u seriju:

· Osovinski komutator (FKO), radi na frekvenciji od 125 Hz.

· Prekidač prijemnika (FKP), koji radi na frekvenciji od 62,5 Hz.

Feritni prekidači osi prebacuju talasovodnu putanju na način da su najpre sva 4 emitera povezana na predajnik, formirajući jednokraki dijagram usmerenosti, a zatim na dvokanalni prijemnik, zatim emiteri koji stvaraju dva obrasca usmerenosti smeštena u vertikalna ravan, zatim emiteri koji stvaraju dva uzorka orijentacije u horizontalnoj ravni. Iz izlaza prijemnika signali ulaze u kolo za oduzimanje, gdje se, ovisno o položaju mete u odnosu na ekvisignalni smjer formiran ukrštanjem uzoraka zračenja datog para emitera, generira signal razlike, tj. čija je amplituda i polaritet određen položajem mete u prostoru (slika 1.3).

Sinhrono sa feritnim osnim prekidačem u radarskoj stanici radi kolo za ekstrakciju upravljačkog signala antene, uz pomoć kojeg se generira upravljački signal antene po azimutu i elevaciji.

Komutator prijemnika prebacuje ulaze prijemnih kanala na frekvenciji od 62,5 Hz. Prebacivanje prijemnih kanala povezano je sa potrebom da se usredsrede njihove karakteristike, jer diferencijalna metoda određivanja pravca cilja zahteva potpunu istovetnost parametara oba prijemna kanala. RLGS daljinomjer je sistem sa dva elektronska integratora. Sa izlaza prvog integratora uklanja se napon proporcionalan brzini približavanja cilju, a sa izlaza drugog integratora - napon proporcionalan udaljenosti do cilja. Daljinom hvata najbližu metu u rasponu od 10-25 km s naknadnim automatskim praćenjem do dometa od 300 metara. Na udaljenosti od 500 metara iz daljinomjera se emituje signal koji služi za aktiviranje radio osigurača (RV).

RLGS kalkulator je računarski uređaj i služi za generiranje kontrolnih signala koje RLGS izdaje autopilotu (AP) i RV. U AP se šalje signal koji predstavlja projekciju vektora apsolutne ugaone brzine ciljanog nišanskog snopa na poprečne ose projektila. Ovi signali se koriste za kontrolu smjera i visine projektila. Signal koji predstavlja projekciju vektora brzine približavanja cilja raketi na polarni smjer nišanskog snopa cilja stiže u RV iz kalkulatora.

Posebnosti radarske stanice u odnosu na druge njoj slične stanice po taktičko-tehničkim podacima su:

1. upotreba antene dugog fokusa u radarskoj stanici, koju karakterizira činjenica da se snop formira i odbija u njoj pomoću otklona jednog prilično laganog zrcala, čiji je ugao otklona upola manji od kuta skretanja snopa . Osim toga, u takvoj anteni nema rotirajućih visokofrekventnih prijelaza, što pojednostavljuje njen dizajn.

2. upotreba prijemnika sa linearno-logaritamskom amplitudnom karakteristikom, koja omogućava proširenje dinamičkog opsega kanala do 80 dB i na taj način omogućava pronalaženje izvora aktivnih smetnji.

3. izgradnja sistema ugaonog praćenja diferencijalnom metodom koji obezbeđuje visoku otpornost na buku.

4. primjena u stanici originalnog dvokružnog zatvorenog kola kompenzacije skretanja, koji obezbjeđuje visok stepen kompenzacije oscilacija rakete u odnosu na snop antene.

5. konstruktivna izvedba stanice po tzv. kontejnerskom principu, koju karakteriše niz prednosti u smislu smanjenja ukupne težine, korišćenja dodeljene zapremine, smanjenja interkonekcije, mogućnosti korišćenja centralizovanog sistema hlađenja itd. .

3.2 Odvojeni funkcionalni radarski sistemi

RLGS se može podijeliti na više zasebnih funkcionalnih sistema, od kojih svaki rješava dobro definiran određeni problem (ili nekoliko više ili manje blisko povezanih posebnih problema) i svaki od njih je u određenoj mjeri dizajniran kao posebna tehnološka i strukturna jedinica. Postoje četiri takva funkcionalna sistema u RLGS:

3.2.1 Radarski dio RLGS-a

Radarski dio RLGS-a sastoji se od:

predajnik.

prijemnik.

visokonaponski ispravljač.

visokofrekventni dio antene.

Radarski dio RLGS-a je namijenjen:

· za generisanje visokofrekventne elektromagnetne energije zadate frekvencije (f ± 2,5%) i snage 60 W, koja se zrači u svemir u obliku kratkih impulsa (0,9 ± 0,1 μs).

za naknadni prijem signala reflektovanih od mete, njihovu konverziju u signale srednje frekvencije (Ffc = 30 MHz), pojačanje (preko 2 identična kanala), detekciju i izlaz na druge radarske sisteme.

3.2.2. Synchronizer

Sinhronizator se sastoji od:

Jedinica za prijem i manipulaciju sinhronizacijom (MPS-2).

· prijemna sklopna jedinica (KP-2).

· Upravljačka jedinica za feritne prekidače (UF-2).

čvor za selekciju i integraciju (SI).

Jedinica za odabir signala greške (CO)

· ultrazvučna linija odlaganja (ULZ).

Svrha ovog dijela RLGS-a je:

generisanje sinhronizacionih impulsa za pokretanje pojedinačnih kola u radarskoj stanici i kontrolnih impulsa za prijemnik, SI jedinicu i daljinomer (MPS-2 jedinica)

Formiranje impulsa za upravljanje feritnim prekidačem osovina, feritnim prekidačem prijemnih kanala i referentnim naponom (UV-2 čvor)

Integracija i sumiranje primljenih signala, regulacija napona za AGC kontrolu, konverzija ciljnih video impulsa i AGC u radiofrekventne signale (10 MHz) za njihovo odlaganje u ULZ (SI čvor)

· izolacija signala greške neophodnog za rad sistema za ugaono praćenje (CO čvor).

3.2.3. Daljinomjer

Daljinomjer se sastoji od:

Čvor modulatora vremena (EM).

čvor vremenskog diskriminatora (VD)

dva integratora.