INSTITUTO DE AVIACIÓN DE MOSCÚ

(UNIVERSIDAD TÉCNICA ESTATAL)

Misil aire-tierra guiado

Arreglado:

Buzinov D.

Vankov K.

Kuzhelev I.

Levin K.

Sichkar M.

Sokolov Y.

Moscú. 2009 r.

Introducción.

El cohete está hecho de acuerdo con la configuración aerodinámica normal con alas y cola en forma de X. El cuerpo del cohete está soldado de aleaciones de aluminio sin conectores tecnológicos.

La planta de energía consta de un turborreactor sustentador y un propulsor de propulsor sólido de arranque (ausente en los misiles basados ​​en aviones). La entrada de aire del motor principal se encuentra en la parte inferior del casco.

El sistema de control es combinado, incluye un sistema inercial y un cabezal radar activo ARGS-35 para el tramo final, capaz de operar bajo contramedidas de radio. Para asegurar una rápida detección y adquisición del objetivo, la antena del buscador tiene un gran ángulo de rotación (45 ° en ambas direcciones). El buscador se cierra con un carenado de fibra de vidrio transparente radioeléctrico.

Incendiario penetrante de alto explosivo cabeza armada Los misiles pueden impactar de manera confiable en barcos de superficie con un desplazamiento de hasta 5000 toneladas.

La efectividad de combate del misil aumenta al volar a alturas extremadamente bajas (5-10 m, dependiendo de la altura de la ola), lo que complica enormemente su interceptación por los sistemas antimisiles de los barcos, y por el hecho de que el misil se lanza sin el vehículo de lanzamiento que ingresa a la zona de defensa aérea de los barcos atacados.

Especificaciones.

Modificaciones de cohetes:

Arroz. 1. Cohete 3M24 "Urano".

3M24 "Uran" - misil de tierra y de barco, utilizado desde barcos de misiles con el complejo "Uran-E" y los sistemas de misiles costeros "Bal-E"

Arroz. 2. Rocket ITs-35.

ITs-35 - objetivo (simulador de objetivos). Difiere en ausencia de ojivas y buscador.

Arroz. 3. Cohete Kh-35V.

X-35V - helicóptero. Cuenta con un refuerzo inicial acortado. Se utiliza en helicópteros Ka-27, Ka-28, Ka-32A7.

Arroz. 4. Cohete Kh-35U.

Kh-35U - misil de aviación (aviones). Difiere en ausencia de un propulsor de lanzamiento, se usa desde los lanzadores de eyección AKU-58, AKU-58M o APU-78 en el MiG-29K y Su-27K

Arroz. 5. Cohete Kh-35E.

Kh-35E - exportación.

Planeador cohete.

2.1. Información general.

El planeador cohete tiene los siguientes elementos estructurales principales: cuerpo, alas, timones y estabilizadores. (figura 6).

El cuerpo se utiliza para acomodar la planta de energía, equipos y sistemas que aseguran el vuelo autónomo del cohete, apuntándolo y golpeándolo. Tiene una estructura monocasco, que consta de carcasa y marcos de carga, y está compuesto por compartimentos separados, ensamblados principalmente mediante conexiones de brida. Al acoplar el carenado transparente radio con el cuerpo del compartimento 1 y el motor de arranque (compartimento 6) con los compartimentos adyacentes 5 y 7, se utilizan conexiones de cuña.

Figura 6. Forma general.

El ala es la principal superficie aerodinámica del cohete que crea sustentación. El ala consta de una parte fija y módulos plegables. La consola plegable está hecha de acuerdo con un esquema de un solo larguero con piel y costillas.

Los timones y estabilizadores proporcionan controlabilidad y estabilidad en el movimiento longitudinal y lateral del cohete; como las alas, tienen consolas plegables.

2.2. Diseño de carrocería

El cuerpo del compartimento 1 (Fig. 7) es una estructura de bastidor que consta de bastidores de potencia 1,3 y revestimiento 2, conectados por soldadura.

Figura 7. Compartimento 1.

1.Marco delantero; 2. Revestimiento; 3. Marco trasero

El cuerpo del compartimento 2 (figura 8) es una estructura de marco; compuesto por marcos 1, 3, 5, 7 y enchapado 4. Para instalar la ojiva, se proporciona una trampilla, reforzada con soportes 6 y marcos 3.5. La trampilla con reborde 2 está destinada a la fijación del bloque conector desprendible de a bordo. Se proporcionan soportes dentro del compartimento para acomodar el equipo y los arneses de ruta.

Figura 8. Compartimento 2

1. Marco delantero; 2. Borde; 3. Marco; 4. Revestimiento;

5. Marco; 6. Soporte; 7. Bastidor trasero

El cuerpo del compartimiento 3 (Fig. 9) es una estructura de marco soldado de marcos 1, 3, 8, 9, 13, 15, 18 y revestimientos 4, 11, 16. Los componentes del cuerpo del compartimiento son el marco de la pieza de hardware 28, el tanque de combustible 12 y el dispositivo de admisión de aire (VCU) 27. En los marcos 1, 3 y 13, 15 están instalados los yugos 2, 14. En el bastidor 9 hay una unidad de aparejo (buje) 10.

Las superficies de aterrizaje y los puntos de sujeción para las alas se proporcionan en el bastidor 8. Hay soportes 25, 26 para acomodar el equipo. El acceso al equipo eléctrico y al sistema neumático se realiza a través de trampillas cubiertas con tapas 5,6,7,17. Para fijar el carenado a la carrocería, se sueldan los perfiles 23. Se instala un bloque neumático en los soportes 21, 22. El soporte 20 y la cubierta 24 están diseñados para acomodar unidades del sistema de combustible. El anillo 19 es necesario para asegurar un acoplamiento hermético del canal de entrada de aire con el motor principal.

Figura 9. Compartimento 3.

1. Marco; 2. Yugo; 3. Marco; 4. Revestimiento; 5. Cubrir;

6. Cubrir; 7. Cubrir; 8. Marco; 9. Marco; 10. Buje;

11. Revestimiento; 12. Tanque de combustible; 13. Marco; 14. Yugo;

15. Marco; 16. Revestimiento; 17. Cubrir; 18. Marco; 19. Anillo; 20. Soporte; 21. Soporte ;; 22. Soporte; 23. Perfil;

24. Cubrir; 25. Soporte; 26. Soporte; 27. OVC;

28. Parte de hardware del compartimento

El cuerpo del compartimento 4 (Fig. 10) es una estructura de marco soldado que consta de marcos 1,5,9 y revestimientos 2,6. Hay superficies de asiento y orificios para instalar el motor en los bastidores 1 y 5.

Figura 10. Compartimento 4.

1. Marco; 2. Revestimiento; 3. Borde; 4. Cubrir;

5. Marco; 6. Revestimiento; 7. Borde; 8. Cubrir;

9. Marco; 10. Soporte; 11. Soporte.

Para sujetar los timones en el marco 5, se hacen las pistas de aterrizaje y los agujeros. Los soportes 10.11 están diseñados para acomodar equipos. El acceso a los equipos instalados en el interior del compartimento se realiza a través de trampillas con canto 3.7, cerradas con tapas 4.8.

El cuerpo del compartimiento 5 (Fig. 11) es una estructura de marco soldado de los marcos de potencia 1, 3 y la piel 2.

Para conectar el conector del arnés del motor de arranque, se proporciona una trampilla, reforzada con el borde 4, que se cierra con una tapa 5. Para la instalación de 4 válvulas neumáticas, se realizan orificios en el cuerpo.

Arroz. 11. Compartimento 5.

1. Marco. 2. Revestimiento. 3. Marco. 4. Borde. 5. Cubra.

El motor de arranque está ubicado en la carcasa del compartimiento 6 (Fig. 12). La carcasa del compartimento es también la carcasa del motor. El cuerpo es una estructura soldada de una carcasa cilíndrica 4, clips de la parte delantera 3 y trasera 5, la parte inferior 2 y el cuello 1.

Figura 12. Compartimento 6.

1. Cuello; 2. Fondo; 3. Clip frontal; 4. Shell;

5. Clip trasero

El compartimento 7 (Fig. 13) es un anillo de carga con asientos para estabilizadores y un yugo. El compartimento se cierra con una tapa en la parte trasera. Se realiza una abertura en la parte inferior del compartimento, que se utiliza como unidad de carga.

Arroz. 13. Compartimento 7.

Nota. Los compartimentos 5, 6 y 7 están disponibles solo en misiles utilizados en sistemas de defensa antimisiles.

2.3. Ala.

El ala (Fig.14) consta de una parte fija y una parte giratoria 3, unidas por un eje 2. La parte fija incluye carrocería 5, frontal 1 y carenados de tareas 6, fijadas a la carrocería con tornillos 4. La carrocería alberga un mecanismo de plegado de aletas neumáticas. En la parte giratoria hay un mecanismo para bloquear el ala en posición desplegada.

El ala se despliega de la siguiente manera: bajo la acción de la presión de aire suministrada a través del taladro 12, el pistón 7 con el ojo 8 por medio del enlace 10 acciona la parte giratoria. El enlace está conectado al ojal y a la parte giratoria del ala mediante los pines 9 y 11.

Las alas se bloquean en la posición desplegada mediante pasadores 14, que se entierran en los orificios cónicos de los casquillos 13 bajo la acción de los resortes 17. La acción de los resortes se transmite a través de los pasadores 15, que aseguran los pasadores en los manguitos. 16 de caerse.

El ala se desbloquea levantando los pasadores de los orificios de los casquillos enrollando los cables 18 sobre el rodillo 19, cuyos extremos están fijados en los pasadores. El rodillo gira en sentido antihorario.

El ala está montada en el cohete a lo largo de la superficie D y E y el orificio B. Para unir el ala al cohete, hay cuatro orificios D para los tornillos.

Figura 14. Ala

1. Carenado frontal; 2. Eje; 3. Pieza giratoria; 4. Tornillo; 5. Caso; 6. Carenado trasero; 7. Pistón; 8. Ojal;

9. Pin; 10. Enlace; 11. Pin; 12. Conducta directa; 13. Buje;

14. Pin; 15. Alfiler; 16. Manga; 17. Primavera; 18. Soga;

2.4. Volante.

El timón (Fig.15) es un mecanismo que consta de una pala 4, conectada de forma móvil a la cola 5, que se instala en la carcasa 1 sobre cojinetes 8. La fuerza sobre el timón se transfiere a través de la palanca 6 con un cojinete de pivote 7 La hoja es una estructura remachada formada por una carcasa y refuerzos. El borde de salida de la hoja está soldado. La hoja está remachada al soporte 11, que está conectado de forma móvil por el eje 10 a la cola.

El volante se despliega de la siguiente manera. Bajo la acción de la presión de aire suministrada a la carcasa a través de la boquilla 2, el pistón 13 a través del grillete 9 acciona la cuchilla, que gira alrededor del eje 10 135 grados y se fija en la posición desplegada por el retenedor 12, que es insertado en el casquillo cónico del vástago y mantenido en esta posición por un resorte.

Figura 15. Volante.

1. Caso; 2. Montaje; 3. Tapón; 4. Hoja; 5. Vástago; 6. Palanca; 7. Teniendo; 8. Teniendo; 9. Pendiente; 10. Eje; 11. Soporte; 12. Retenedor; 13. Pistón

El volante se pliega de la siguiente manera: a través del orificio B, se retira el retenedor del orificio cónico con una llave especial y se pliega el volante. En la posición plegada, el volante está sujeto por un tope de resorte 3.

Para instalar el timón en el cohete, la carrocería tiene cuatro orificios B para pernos, orificio D y ranura D para pasadores, así como asientos con orificios roscados E para sujetar carenados.

2.5. Estabilizador.

El estabilizador (fig. 16) consta de la plataforma 1, la base 11 y la consola 6. Hay un orificio en la base para un eje alrededor del cual gira el estabilizador. La consola es una estructura remachada que consta de una carcasa 10, un larguero 8 y una punta 9. La consola se conecta a la base a través de un pin 5.

Figura 16. Estabilizador.

1. Plataforma; 2. Eje; 3. Pendiente; 4. Primavera; 5. Pin; 6. Consola;

7. Bucle; 8. Stringer; 9. Finalización; 10. Revestimiento; 11. Fundación

Los estabilizadores están articulados en el cohete y pueden estar en dos posiciones: plegados y desplegados.

En la posición plegada, los estabilizadores están ubicados a lo largo del cuerpo del cohete y están sujetos por los bucles 7 por las varillas de tubería neumática instaladas en el compartimento 5. Para llevar los estabilizadores de la posición plegada a la posición abierta, hay un resorte 4, que está conectado en un extremo con un pendiente 3, con bisagras en la plataforma, y ​​el otro con un alfiler 5.

Cuando se suministra aire comprimido desde el sistema neumático, los topes neumáticos liberan cada estabilizador y se coloca en la posición abierta bajo la acción de un resorte estirado.

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3.1. Composición.

Como planta de energía en el cohete, se utilizan dos motores: un motor de arranque de combustible sólido (SD) y un motor turborreactor de derivación sustentador (MD).

SD - compartimento 6 del cohete, proporciona el lanzamiento y la aceleración del cohete hasta la velocidad de crucero. Al final del trabajo, el SD junto con los compartimentos 5 y 7 son disparados.

MD está ubicado en el compartimento 4 y sirve para asegurar el vuelo autónomo del cohete y para dotar de energía y aire comprimido a sus sistemas. La planta de energía también incluye una toma de aire y un sistema de combustible.

VCU - tipo túnel, semi-empotrado con paredes planas, ubicado en el compartimiento 3. VCU está diseñado para organizar el flujo de aire que ingresa al MD.

3.2. Arranque del motor.

El motor de arranque está diseñado para lanzar y acelerar el cohete en el nivel inicial de la trayectoria de vuelo y es un motor de cohete de propulsor sólido monomodo.

Detalles técnicos

Longitud, mm __________________________________________________ 550

Diámetro, mm ________________________________________________ 420

Peso, kg ___________________________________________________ 103

Peso del combustible, kg ____________________________________________ 69 ± 2

Presión máxima permitida en la cámara de combustión, MPA ________ 11,5

Caudal de gas a la salida de la boquilla, m / s ______________________ 2400

Temperatura del gas a la salida de la boquilla, K ______________________________ 2180

SD consta de un cuerpo con una carga propulsora sólida (TRT) 15, tapa 4, bloque de boquillas, encendedor 1 y detonador 3.

El acoplamiento del SD con los compartimentos adyacentes se realiza mediante cuñas, para las cuales hay superficies con ranuras anulares en los clips. Para una correcta instalación de los LED, se proporcionan ranuras longitudinales en los clips. En la superficie interior de la jaula trasera hay una ranura anular para las llaves 21 para unir el bloque de boquillas. Los tacos se insertan a través de las ventanas, que luego se cierran con pan rallado 29 y superposiciones 30, fijadas con tornillos 31.

La tuerca 9 está enroscada en el cuello 8; la corrección de su instalación está asegurada por el pasador 7 presionado en el cuello.

En el lado interior de la superficie de la caja, se aplica un revestimiento de protección contra el calor 11 y 17, al que se unen los manguitos 13 y 18, que reducen el voltaje en la carga TPT cuando cambia su temperatura.

Figura 17. Arranque del motor.

1. Encendedor; 2. Enchufe; 3. Pirocartucho; 4. Cubrir;

5. Inserto de protección contra el calor; 6. junta tórica; 7. Pin;

8. Cuello; 9. Tuerca; 10. Abajo; 11. El revestimiento es protector contra el calor;

12. Película; 13. Puño delantero; 14. Clip frontal; 15. Cargo TRT; 16. Shell; 17. Revestimiento resistente al calor; 18. Puño trasero; 19. Clip trasero; 20. junta tórica; 21. Clave; 22. Cubrir; 23. Disco de protección contra el calor; 24. Clip; 25. Junta tórica; 26. Bell; 27. Insertar; 28. Membrana;

29. Bizcocho; 30. Cubrir; 31. Tornillo.

La carga TRT es un monobloque firmemente sujeto a los puños, hecho vertiendo la masa de combustible en el cuerpo. La carga tiene un canal interno de tres diámetros diferentes, lo que proporciona una superficie de combustión aproximadamente constante y, por lo tanto, un empuje casi constante durante la combustión del combustible a lo largo del canal y el extremo abierto trasero. Se coloca una película 12 que los separa entre el puño delantero y la capa protectora contra el calor.

En la tapa 4 hay: una rosca para sujetar el encendedor, un orificio roscado para un encendedor, un orificio roscado para instalar un sensor de presión en la cámara de combustión durante la prueba, una ranura anular para una junta tórica 6, una ranura longitudinal para un pasador 7. Durante el funcionamiento, el orificio para un sensor de presión se cierra un tapón 2. Un inserto de protección contra el calor se fija en la superficie interior de la cubierta 5. El bloque de boquillas consta de una cubierta 22, un yugo 24, una campana 26, un inserto 27 y una membrana 28.

En la superficie cilíndrica exterior de la tapa hay ranuras anulares para la junta tórica 20 y las llaves 21, en la superficie cilíndrica interior hay una rosca para la conexión con la jaula 24. Un disco 23 de protección contra el calor está unido a la tapa en La jaula 24 tiene una rosca y una ranura anular para la junta tórica 25.

El LED comienza a funcionar cuando se suministra una tensión CC de 27 V. El encendedor se activa y enciende el encendedor. La llama del encendedor enciende la carga de TPT. Cuando la carga se quema, se forman gases, que atraviesan el diafragma y, dejando la boquilla a alta velocidad, crean una fuerza reactiva. Bajo la acción del empuje SD, el cohete acelera a la velocidad a la que el MD entra en funcionamiento.

3.3. Motor de crucero

El motor de derivación turborreactor es un motor de un solo uso de corta duración diseñado para crear un empuje de chorro en un vuelo autónomo de cohete y para proporcionar a sus sistemas energía y aire comprimido.

Detalles técnicos.

Hora de inicio, s, no más:

A una altitud de 50 m ________________________________________________ 6

3500m ______________________________________________ 8

El motor turborreactor de doble circuito MD incluye un compresor, una cámara de combustión, una turbina, una boquilla, un cuento de hadas y un sistema de ventilación, un sistema de arranque, suministro y regulación de combustible y equipo eléctrico.

El primer circuito (alta presión) está formado por la ruta de flujo del compresor, el tubo de llama de la cámara de combustión y la ruta de flujo de la turbina hasta la salida del cuerpo de la boquilla.

El segundo circuito (baja presión) está limitado desde el exterior por la carcasa intermedia y la pared exterior del MD, y con dentro- divisor de flujo, carcasa de la cámara de combustión y carcasa de la tobera.

La mezcla de los flujos de aire del primer y segundo circuito se produce detrás del corte del cuerpo de la boquilla.

Figura 18. Motor principal.

1. Tanque de aceite; 2. Caja del ventilador; 3. Ventilador;

4. Aparato de enderezamiento de la 2ª etapa; 5. Generador de turbina;

6. 2do circuito; 7. Compresor; 8. 1er circuito; 9. Pyrocandle; 10. Cámara de combustión; 11. Turbina; 12. Boquilla; 13. Generador de gas.

El MD está unido al cohete mediante un soporte de suspensión a través de los orificios roscados de las correas de suspensión delantera y trasera. El soporte de suspensión es un elemento de potencia en el que se ubican las unidades y sensores del MD y las comunicaciones que los conectan. En la parte delantera del soporte hay orificios para sujetarlo al MD y orejetas para sujetar el MD al cohete.

En la pared exterior del MD hay dos trampillas para instalar bujías incandescentes y una brida de purga de aire en los mandos de dirección. En el cuerpo hay un accesorio de purga de aire para presurizar el tanque de combustible.

3.3.1. Compresor.

El MD está equipado con un compresor 7 axial de un solo eje y ocho etapas, que consta de un ventilador de dos etapas, una carcasa intermedia con un dispositivo para dividir el flujo de aire en el primer y segundo circuito y un compresor de presión.

En el ventilador 3 se lleva a cabo la compresión preliminar del aire que entra en el MD, y en el compresor de alta presión solo se comprime el flujo de aire del circuito primario al valor calculado.

El rotor del ventilador tiene un diseño de tambor-disco. Los discos de la primera y segunda etapas están conectados por un espaciador y pasadores radiales. El rotor del ventilador y el carenado están asegurados al eje con pernos y tuercas. El par se transmite desde el eje al rotor del ventilador mediante una conexión estriada. Las palas del rotor de la primera y segunda etapas están instaladas en ranuras en cola de milano. Las palas están aseguradas de los movimientos axiales mediante un carenado, un espaciador y un anillo de retención. Hay un engranaje en el eje del ventilador que impulsa el reductor del bloque de la bomba. La ventilación de la cavidad de aceite del compresor se realiza a través de la cavidad de los ejes de transmisión MD.

La carcasa 2 del ventilador está soldada con palas en voladizo del dispositivo de enderezamiento de la primera etapa soldadas en ella. El dispositivo de enderezamiento de la segunda etapa está hecho como una unidad separada y consta de dos anillos, en cuyas ranuras están soldadas las cuchillas.

En la parte frontal superior de la carcasa hay un tanque de aceite 1. La carcasa del ventilador junto con el tanque de aceite se fija a la brida de la carcasa central con pasadores.

El cuerpo medio es el principal elemento de potencia del MD. En la carcasa central, el flujo de aire que sale del ventilador se divide a lo largo de los circuitos.

Unido al cuerpo medio están:

Soporte de suspensión MD al cohete

Bloque de bomba

Cubierta de cojinete central (cojinete de bolas)

Estator del generador de turbina

Carcasa de la cámara de combustión.

Un intercambiador de calor de fuel-oil, un filtro de aceite, una válvula de evacuación y un sensor P-102 para medir la temperatura del aire detrás del ventilador están instalados en la pared exterior de la carcasa intermedia. Las paredes de la carrocería están conectadas por cuatro puntales eléctricos, dentro de los cuales se hacen canales para acomodar las comunicaciones eléctricas, de combustible y de aceite.

En la carcasa central hay una carcasa de un compresor de alta presión con dispositivos de enderezamiento de 3-7 etapas. La carcasa del compresor de alta presión tiene aberturas para la derivación de aire no regulada del primer al segundo circuito, lo que aumenta las reservas de estabilidad dinámica de gas a velocidades bajas y medias del rotor MD.

El rotor del compresor de alta presión tiene un diseño de tambor-disco y dos cojinetes. El rotor del compresor de alta presión tiene juntas estriadas con el eje del ventilador y el eje de la turbina. Las palas del rotor están instaladas en las ranuras anulares en forma de T de los discos del rotor.

3.3.2. La cámara de combustión.

En la cámara de combustión, la energía química del combustible se convierte en energía térmica y aumenta la temperatura de la corriente de gas. Una cámara de combustión anular 10 está instalada en el MD, que consta de las siguientes unidades principales:

Tubo de llama

Colector de combustible principal

Colector de combustible adicional

Dos bujías incandescentes con encendedores eléctricos

Velas Pyro.

La carcasa de la cámara de combustión es de construcción soldada. En su parte delantera se sueldan dos filas de palas enderezadoras de la octava etapa del compresor. Además, las conmutaciones del sistema de aceite están soldadas a la carcasa. En la pared exterior del cuerpo hay catorce bridas para conectar los inyectores del colector principal, bridas de dos bujías incandescentes, un accesorio para medir la presión de aire detrás del compresor, una brida para conectar un adaptador a una bujía.

El tubo de llama es una estructura anular soldada. Se sueldan catorce remolinos de "caracol" fundidos en la pared frontal. El colector de combustible principal está formado por dos mitades. Cada uno tiene ocho boquillas.

Para mejorar la calidad de la mezcla y aumentar la confiabilidad del lanzamiento de MD, especialmente a temperaturas ambiente negativas, se instala un colector de combustible adicional con catorce boquillas centrífugas en el tubo de llama.

3.3.3. Turbina

La turbina está diseñada para convertir la energía térmica del flujo de gas del circuito primario en energía mecánica de rotación y accionamiento del compresor y las unidades instaladas en el MD.

La turbina axial de dos etapas 11 consta de:

Aparato de boquilla de la primera etapa.

Boquilla de segunda etapa

El rotor de la turbina consta de dos ruedas (primera y segunda etapa), un espaciador entre discos de conexión, una rueda de turbina de arranque y un eje de turbina.

Las ruedas de las etapas y la turbina de arranque están fundidas junto con los bordes de las palas del rotor. El aparato de boquilla de la primera etapa tiene 38 palas huecas y está fijado al cuerpo de la cámara de combustión. La boquilla de la segunda etapa tiene 36 palas. La rueda de la primera etapa se enfría con aire extraído de la carcasa de la cámara de combustión. La cavidad interna del rotor de la turbina y su segunda etapa se enfrían con aire extraído de la quinta etapa del compresor.

Soporte del rotor de la turbina - rodamiento de rodillos sin pista interior. Hay orificios en la caja exterior para aliviar la presión del aceite debajo de los rodillos.

3.3.4. Boquilla.

En la boquilla de chorro 12, se mezclan los flujos de aire del primer y segundo circuito. En el anillo interior del cuerpo de la boquilla hay 24 palas para hacer girar el flujo de gases que salen de la turbina de arranque en el arranque, y cuatro salientes con pasadores para sujetar el generador de gas 13. La boquilla convergente está formada por el perfil de la pared exterior. del MD y la superficie del cuerpo del generador de gas.

3.3.5. Sistema de lanzamiento.

El sistema de arranque, suministro de combustible y regulación hace girar el rotor, entrega combustible medido al inicio, "inicio opuesto" y en el modo "máximo" al inicio, el oxígeno se suministra a la cámara de combustión desde el acumulador de oxígeno a través de piropotas.

El sistema consta de los siguientes componentes principales:

Generador de gas combustible sólido

Velas Pyro con encendedores eléctricos

Batería de oxigeno

Sistema de combustible de baja presión

Sistema de combustible de alta presión

Regulador de motor integrado (KRD)

El acumulador de oxígeno proporciona un cilindro de 115 cc. El peso del oxígeno cargado es de 9,3 a 10,1 g.

El generador de gas de combustible sólido de acción simple (GTT) está diseñado para hacer girar el rotor MD cuando se pone en marcha. GTT consta de un generador de gas descargado y elementos de equipo: una carga de combustible sólido 7, un encendedor 9 y un encendedor eléctrico (EEW)

El generador de gas descargado consta de un cuerpo cilíndrico 10 que entra en un cono truncado, una tapa 4 y sujetadores.

Se proporciona un orificio roscado en el cuerpo para la instalación de un punto de medición de presión en la cámara de combustión GTT durante la prueba. Durante el funcionamiento, el orificio se cierra con un tapón 11 y una junta 12. En el lado exterior del cuerpo hay una ranura anular para la junta tórica 5.

La tapa tiene ocho toberas supersónicas 1, que están ubicadas tangencialmente al eje longitudinal del GTT. Las boquillas se cierran con tapones encolados, que aseguran la estanqueidad del GTT y la presión inicial en la cámara de combustión del TGG necesaria para el encendido de la carga de combustible sólido. La tapa está conectada al cuerpo mediante una tuerca 6. La cavidad interior del cuerpo es la cámara de combustión de la carga de combustible sólido y el encendedor colocado en ella.

Figura 19. Generador de gas combustible sólido.

1. Boquilla; 2. Junta; 3. Encendedor eléctrico; 4. Cubrir;

5. Junta tórica; 6. Tuerca; 7. Cargue TT; 8. Tuerca;

9. Encendedor; 10. Vivienda; 11. Enchufe; 12. Junta.

El encendedor se instala en una tuerca 8 atornillada en la parte inferior de la carcasa. La carga de combustible sólido se coloca en la cámara de combustión entre el sello y el tope, lo que la protege de daños mecánicos durante el funcionamiento.

El GTT se activa cuando se aplica un pulso eléctrico a los contactos del encendedor eléctrico. La corriente eléctrica calienta los filamentos de los puentes del encendedor eléctrico y enciende los compuestos inflamables. La fuerza de la llama atraviesa la caja del encendedor y enciende la pólvora negra que se encuentra en ella. La llama del encendedor enciende la carga de combustible sólido. Los productos de combustión de la carga y el encendedor destruyen los tapones de las boquillas y salen de la cámara de combustión a través de las aberturas de las boquillas. Los productos de combustión, que caen sobre las palas del rotor MD, lo hacen girar.

3.3.6. Equipo eléctrico.

El equipo eléctrico está diseñado para controlar el lanzamiento del MD y alimentar las unidades de cohetes con corriente continua durante su vuelo autónomo.

El equipo eléctrico incluye un generador de turbina, sensores y unidades de automatización, unidades de arranque, un colector de termopar y comunicaciones eléctricas. Los sensores y las unidades incluyen automáticamente sensores de temperatura del aire detrás del ventilador, un sensor de presión de aire detrás del compresor y un sensor de posición de la aguja de medición instalado en el dispositivo de medición de combustible, solenoide de control de la válvula de medición y solenoide de la válvula de parada.

Las unidades de lanzamiento incluyen dispositivos que proporcionan preparación para el lanzamiento y lanzamiento del MD, así como el inicio de "contador" del MD cuando se detiene o aumenta.

Cabezal de búsqueda de radar activo ARGS

4.1. Cita

El cabezal de rastreo de radar activo (ARGS) está diseñado para una guía precisa del misil Kh-35 en el objetivo de agua en la sección final de la trayectoria.

Para asegurar la solución de este problema, el ARGS se enciende por comando del sistema de control de inercia (ISU) cuando el misil alcanza la sección final de la trayectoria, detecta los blancos de inundación, selecciona el blanco a ser alcanzado, determina la posición de este objetivo en acimut y elevación, velocidades angulares de los objetivos de línea de visión (LS) en acimut y elevación, rango al objetivo y velocidad de convergencia con el objetivo y proporciona estos valores a la ISU. De acuerdo con las señales provenientes del ARGS, la ISU guía el misil hacia el objetivo en la sección final de la trayectoria.

Se puede utilizar como objetivo un objetivo reflector (CO) o un objetivo-fuente de interferencia activa (TsIAP).

ARGS se puede utilizar para el lanzamiento de misiles individuales y de salva. El número máximo de misiles en una salva es de 100 piezas.

ARGS asegura el funcionamiento a temperaturas ambiente de menos 50˚С a 50˚С, en presencia de precipitaciones y con olas del mar hasta 5-6 puntos y en cualquier momento del día.

ARGS emite datos a la ISU para guiar el misil hacia el objetivo cuando el alcance al objetivo se reduce a 150 m;

ARGS proporciona orientación de un misil a un objetivo cuando se expone a interferencias activas y pasivas creadas por los barcos objetivo, fuerzas de cobertura navales y de aviación.

4.2. Composición.

ARGS se encuentra en el compartimento 1 del cohete.

Funcionalmente, ARGS se puede dividir en:

Dispositivo de recepción y transmisión (PPU);

Complejo informático (VK);

Bloque de fuentes de alimentación secundarias (VIP).

La PPU incluye:

Antena;

Amplificador de potencia (PA);

Amplificador de frecuencia intermedia (IFA);

Generador de señales (FS);

Módulos generadores de referencia y referencia;

Desplazadores de fase (FV1 y FV2);

Módulos de microondas.

El VK incluye:

Dispositivo de computación digital (DCU);

Sincronizador;

Unidad de procesamiento de información (BOI);

Unidad de control;

Convertidor de código SKT.

4.3. Principio de operación.

Dependiendo del modo de operación asignado, la PPU genera y emite en el espacio pulsos de radio de microondas de cuatro tipos:

a) pulsos con modulación de frecuencia lineal (chirp) y frecuencia media f0;

b) pulsos con oscilaciones de microondas de frecuencia y fase (coherentes) muy estables;

c) pulsos, que constan de una parte de sonda coherente y una parte de distracción, en la que la frecuencia de las oscilaciones de la radiación de microondas cambia de acuerdo con una ley aleatoria o lineal de pulso a pulso;

d) pulsos, que consta de una parte de la sonda, en la que la frecuencia de las oscilaciones de microondas cambia de acuerdo con una ley lineal o aleatoria de pulso a pulso, y una parte de distracción coherente.

La fase de oscilaciones coherentes de la radiación de microondas, cuando se activa el comando correspondiente, puede cambiar de acuerdo con una ley aleatoria de pulso a pulso.

La PPU genera pulsos de sonda y convierte y preamplifica los pulsos reflejados. ARGS puede generar pulsos sonoros en la frecuencia tecnológica (frecuencia en tiempo de paz - fmv) o en frecuencias de combate (flit).

Para excluir la posibilidad de formar pulsos en las frecuencias de combate durante las pruebas, el trabajo experimental y educativo, el ARGS proporciona un interruptor de palanca "MODO B".

Cuando el interruptor de palanca "MODO B" está en la posición ON, los pulsos de sondeo se generan solo en la frecuencia fbit, y cuando el interruptor de palanca está en la posición OFF, solo en la frecuencia fmv.

Además de los pulsos de sondeo, el PPU genera una señal piloto especial que se utiliza para ajustar la señal de recepción del PPU y organizar el control integrado.

VC realiza la conversión a formato digital y el procesamiento de la información de radar (RI) según algoritmos correspondientes a los modos y tareas de ARGS. Las principales funciones del procesamiento de la información se distribuyen entre la BOI y la CWU.

El sincronizador genera señales de sincronización y comandos para controlar los bloques y unidades de la PPU y emite las señales de servicio BOI que aseguran el registro de información.

BOI es un dispositivo informático de alta velocidad que procesa imágenes de radar de acuerdo con los modos enumerados en la tabla. 4.1, bajo el control de TsVU.

BOI realiza:

Conversión analógico-digital de imágenes de radar provenientes de la PPU;

Procesamiento de imágenes de radar digital;

Emisión de resultados de procesamiento a la DCU y recepción de información de control desde la DCU;

Sincronización de PPU.

TsVU está destinado al procesamiento secundario de datos de radar y al control de bloques y nodos de ARGS en todos los modos de funcionamiento de ARGS. TsVU resuelve las siguientes tareas:

Implementación de los algoritmos para el encendido de los modos de operación y control del ARGS;

Recepción de información inicial y actual de la ISU y procesamiento de la información recibida;

Recepción de información de la BOI, su procesamiento, así como la transferencia de información de control a la BOI;

Formación de ángulos calculados para el control de antenas;

Solución de tareas AGC;

Formación y transmisión de la información necesaria al IMS y al equipo de control y prueba automatizado (AKPA).

La unidad de control y el convertidor de código SKT proporcionan la formación de señales de control para los motores de los accionamientos de antena y la recepción desde la DCU y la transmisión a la DCU de la información del canal angular. Desde la DCU, la unidad de control recibe:

Ángulos estimados de la posición de la antena en acimut y elevación (código binario de 11 bits);

Señales de sincronización y comandos de control.

Desde el convertidor de código SKT, los valores de los ángulos de posición de la antena en acimut y elevación (código binario de 11 bits) se envían a la unidad de control.

Los VIP están destinados a la alimentación de bloques y nodos de ARGS y convierten el voltaje de 27 V BS en voltajes constantes

4.4. Relaciones Externas.

ARGS está conectado al circuito eléctrico del cohete con dos conectores U1 y U2.

Las tensiones de alimentación de 27 V BS y 36 V 400 Hz se suministran a ARGS a través del conector U1.

A través del conector U2, los comandos de control se envían al ARGS en forma de un voltaje de 27 V y la información digital se intercambia con un código de serie bipolar.

El conector U3 está diseñado para control. A través de él se envía el comando "Control" al ARGS, y desde el ARGS se emite la señal analógica integral "Serviceability", información sobre la operatividad de las unidades y dispositivos ARGS en forma de código serie bipolar y la tensión de la fuente de alimentación secundaria ARGS.

4.5. Fuente de alimentación

Para alimentar el ARGS desde el diagrama de cableado del cohete, se recibe lo siguiente:

Voltaje constante BS 27 ± 2,7

Tensión trifásica alterna de 36 ± 3,6 V con una frecuencia de 400 ± 20 Hz.

Corrientes de consumo del sistema de alimentación:

En el circuito de 27 V, no más de 24,5 A;

En un circuito de 36 V 400 Hz, no más de 0,6 A para cada fase.

4.6. Diseño.

El monobloque está formado por un cuerpo de magnesio fundido, sobre el que se instalan bloques y conjuntos, y una tapa que se fija a la pared trasera del cuerpo. Los conectores U1 - U3 están instalados en la tapa, el conector tecnológico "CONTROL", no se utiliza en funcionamiento, el interruptor de palanca "MODO B" se fija en una posición determinada con una tapa protectora (manguito). Una antena está ubicada en la parte frontal del monobloque. Los elementos de la ruta de alta frecuencia y los dispositivos de control para ellos están ubicados directamente en la matriz ranurada de la guía de ondas de la antena. El cuerpo del compartimento 1 tiene la forma de una estructura de titanio soldada con marcos.

El cono está fabricado en fibra de vidrio cerámica radio-transparente y termina con un anillo de titanio que fija el cono al cuerpo del compartimento 1 mediante una conexión de cuña.

Las juntas de goma se instalan a lo largo del perímetro de la tapa y el cono, asegurando el sellado del ARGS.

Después del ajuste final en fábrica, antes de instalar el monobloque en la caja, se desengrasan y se engrasan todas las partes metálicas externas que no tienen recubrimiento de pintura y barniz.

El desarrollo de sistemas de selección de objetivos de alta precisión para misiles tierra-tierra de largo alcance es uno de los problemas más importantes y complejos en el desarrollo de armas de alta precisión (HWT). Esto se debe principalmente al hecho de que, en igualdad de condiciones, los objetivos terrestres tienen una relación de "señal útil / interferencia" significativamente menor en comparación con los objetivos marítimos y aéreos, y el misil se lanza y guía sin contacto directo entre el operador y el operador. objetivo.

En los sistemas de misiles de largo alcance tierra-tierra de alta precisión que implementan el concepto de destrucción efectiva de objetivos terrestres por ojivas convencionales independientemente del campo de tiro, los sistemas de navegación inercial están integrados con sistemas de autoguiado de misiles para el control en la sección final del trayectoria Campos geofísicos de la Tierra. El sistema de navegación inercial, como básico, proporciona una alta inmunidad al ruido y autonomía de los sistemas integrados. Esto proporciona una serie de ventajas indiscutibles, incluso en el contexto de la mejora continua de los sistemas de defensa antimisiles.

Para integrar los sistemas de control inercial con los sistemas homing en los campos geofísicos de la Tierra, en primer lugar, se necesita un sistema de soporte de información especial.

La ideología y los principios del sistema de apoyo a la información están determinados por las características principales de los objetivos y los sistemas de armas reales. Funcionalmente Soporte de información Los sistemas de misiles de alta precisión incluyen componentes básicos como recibir y descifrar información de inteligencia, desarrollar la designación de objetivos y entregar información de designación de objetivos a los sistemas de armas de misiles.

El elemento más importante de los sistemas de guía de misiles de alta precisión son los cabezales homing (GOS). Una de las organizaciones nacionales comprometidas con el desarrollo en esta área es el Instituto Central de Investigación de Automatización e Hidráulica (TsNIIAG), ubicado en Moscú. Allí, se acumuló una gran experiencia en el desarrollo de sistemas de guía para misiles tierra-superficie con cabezales autoguiados de tipo óptico y radar con procesamiento de señales de correlación extrema.

El uso de sistemas de homing extremos de correlación basados ​​en mapas de campos geofísicos mediante la comparación de los valores del campo geofísico medidos en vuelo con su mapa de referencia almacenado en la memoria de la computadora de a bordo permite excluir una serie de errores de control acumulados. Para los sistemas de rastreo en la imagen óptica del terreno, el mapa de referencia puede ser una imagen de reconocimiento óptico, en la que el objetivo se determina prácticamente sin errores con respecto a los elementos del paisaje circundante. Debido a esto, el GOS, guiado por los elementos del paisaje, está dirigido exactamente al punto especificado, independientemente de la precisión con la que se conozcan sus coordenadas geográficas.

La aparición de prototipos de sistemas extremos de correlación óptica y de radar y su GOS fue precedida por una gran cantidad de investigación teórica y experimental en el campo de la informática, teorías de reconocimiento de patrones y procesamiento de imágenes, los conceptos básicos del desarrollo de hardware y software para aplicaciones actuales y imágenes de referencia, organizando bancos del entorno de fondo-objetivo de varias parcelas superficie terrestre en varios rangos del espectro electromagnético, modelado matemático del buscador, pruebas de helicópteros, aviones y misiles.

El diseño de una de las variantes del buscador óptico se muestra en arroz. 1 .

El buscador óptico proporciona reconocimiento en vuelo de un área de paisaje en el área objetivo por su imagen óptica formada por la lente coordinadora en la superficie del fotodetector de matriz de elementos múltiples. Cada elemento del receptor convierte el brillo del área correspondiente del terreno en una señal eléctrica, que se alimenta a la entrada del codificador. El código binario generado por este dispositivo se escribe en la memoria de la computadora. También se almacena aquí la imagen de referencia del área buscada del terreno obtenida de la fotografía y codificada según el mismo algoritmo. Al acercarse al objetivo, el escalado escalonado se lleva a cabo recuperando imágenes de referencia de la escala correspondiente de la memoria del ordenador.

El reconocimiento de un área de terreno se lleva a cabo en los modos de adquisición y seguimiento de objetivos. En el modo de seguimiento de objetivos, se utiliza un método sin búsqueda basado en los algoritmos de la teoría de reconocimiento de patrones.

El algoritmo del buscador óptico proporciona la capacidad de generar señales de control tanto en el modo de guía directa como en el modo de extrapolación de los ángulos de guía. Esto permite no solo mejorar la precisión de la guía del misil hacia el objetivo, sino también proporcionar extrapolación de las señales de control en caso de falla del seguimiento del objetivo. La ventaja de los sistemas de búsqueda óptica es el funcionamiento pasivo, alta resolución, peso y dimensiones reducidas.

Los sistemas de búsqueda de radar brindan alta confiabilidad climática, estacional y del paisaje con una reducción significativa de errores instrumentales en los sistemas de control y designación de objetivos. Una vista general de una de las opciones para el buscador de radar se muestra en arroz. 2 .

El principio de funcionamiento del buscador de radar se basa en la comparación de correlación de la imagen de brillo del radar actual del terreno en el área objetivo, obtenida a bordo del misil utilizando un radar, con imágenes de referencia sintetizadas previamente utilizando materiales de información primaria. Como se utilizan materiales de información primaria mapas topográficos, mapas digitales del terreno, fotografías aéreas, imágenes de satélite y un catálogo de superficies de dispersión efectivas específicas que caracterizan las propiedades del radar reflectante de varias superficies y proporcionan la traducción de imágenes ópticas en imágenes de radar del terreno adecuadas a las imágenes actuales. Las imágenes actuales y de referencia se presentan en forma de matrices digitales y su procesamiento de correlación se lleva a cabo en una computadora de a bordo de acuerdo con el algoritmo de comparación desarrollado. El propósito principal del buscador de radar es determinar las coordenadas de la proyección del centro de masa del cohete en relación con el punto objetivo en condiciones de trabajo en el terreno de diferente contenido de información, dadas las condiciones meteorológicas, teniendo en cuenta los cambios estacionales, la presencia de contramedidas radio-técnicas y la influencia de la dinámica del vuelo del cohete en la precisión de la imagen actual.

Desarrollo y mejoramiento adicional Los sistemas de búsqueda ópticos y de radar se basan en logros científicos y técnicos en el campo de la informática, tecnología informática, sistemas de procesamiento de imágenes, basados ​​en nuevas tecnologías para la creación de GOS y sus elementos. Los sistemas homing de alta precisión que se están desarrollando actualmente han incorporado la experiencia acumulada y los principios modernos de la creación de dichos sistemas. Utilizan procesadores integrados de alto rendimiento que permiten algoritmos complejos para el funcionamiento de sistemas en tiempo real.

El siguiente paso en la creación de sistemas de búsqueda precisos y confiables para misiles tierra-tierra de alta precisión fue el desarrollo de sistemas de corrección multiespectral para los rangos visible, de radio, infrarrojo y ultravioleta, integrados con canales de guía de misiles directos al objetivo. El desarrollo de canales de focalización directa está asociado a importantes dificultades asociadas con las características de los objetivos, las trayectorias de los misiles, las condiciones de su uso, así como el tipo de ojivas y sus características de combate.

La complejidad del reconocimiento de objetivos en el modo de guía directa, que determina la complejidad del software y el soporte algorítmico para una guía de alta precisión, llevó a la necesidad de intelectualizar los sistemas de guía. Una de sus direcciones debe considerarse la implementación en sistemas de los principios de inteligencia artificial basados ​​en redes neuronales.

Los serios avances en las ciencias fundamentales y aplicadas en nuestro país, incluso en el campo de la teoría de la información y la teoría de sistemas con inteligencia artificial, permiten implementar el concepto de crear sistemas de misiles de precisión súper precisos para la destrucción de objetivos terrestres, asegurando eficiencia en una amplia gama de condiciones. uso de combate... Uno de los últimos desarrollos implementados en esta área es el operativo-táctico sistema de misiles Iskander.

La invención se refiere a la tecnología de defensa, en particular, a los sistemas de guía de misiles. El resultado técnico es un aumento en la precisión del seguimiento del objetivo y su resolución azimutal, así como un aumento en el rango de detección. El cabezal de referencia del radar activo contiene una unidad de antena giroscópica estabilizada con un conjunto de antenas ranuradas de tipo monopulso instalado, un receptor de tres canales, un transmisor, un ADC de tres canales, un procesador de señal programable, un sincronizador, un generador de referencia y una computadora digital. En el proceso de procesamiento de las señales recibidas, se logra una alta resolución de los objetivos terrestres y una alta precisión en la determinación de sus coordenadas (alcance, velocidad y ángulo de elevación y acimut). 1 enfermo

La invención se refiere a la tecnología de defensa, en particular a los sistemas de guía de misiles diseñados para detectar y rastrear objetivos terrestres, así como para generar y emitir señales de control al sistema de control de misiles (RMS) para apuntarlo.

Cabezales de búsqueda de radar pasivos conocidos (RGS), por ejemplo, RGS 9B1032E [folleto publicitario de JSC "Agat", Salón Internacional de Aviación y Espacio "Max-2005"], cuya desventaja es una clase limitada de objetivos detectables, que solo emiten radio objetivos.

RGS semiactivo y activo conocido, diseñado para la detección y seguimiento de objetivos aéreos, por ejemplo, como la sección de disparo [patente RU No. 2253821 de fecha 06.10.2005], un cabezal multifuncional monopulso Doppler (GOS) para RVV Misil AE [Folleto publicitario de JSC "Agat", Salón Internacional de Aviación y Espacio "Max-2005"], GOS mejorado 9B-1103M (diámetro 200 mm), GOS 9B-1103M (diámetro 350 mm) [Space Courier, No. 4 -5, 2001, p. 46- 47], cuyas desventajas son la presencia obligatoria de una estación de iluminación de blancos (para CS semiactiva) y una clase limitada de blancos detectados y rastreados, solo blancos aéreos.

RGS activo conocido, diseñado para detectar y rastrear objetivos terrestres, por ejemplo, como ARGS-35E [Folleto publicitario de JSC "Radar-MMS", Salón internacional de aviación y espacio "Max-2005"], ARGS-14E [Folleto publicitario de JSC "Radar -MMS", Salón Internacional de Aviación y Espacio "Max-2005"], [Doppler GOS para el cohete: aplicación 3-44267 Japón, MKI G01S 7/36, 13/536, 13/56 / Hippo dense kiki KK Publ. 7.05.91], cuyas desventajas son la baja resolución de los objetivos en coordenadas angulares y, como consecuencia, rangos bajos de detección y adquisición de objetivos, así como baja precisión de su seguimiento. Las desventajas enumeradas de los datos de GOS se deben al uso del rango de longitud de onda en centímetros, que no permite la implementación de un patrón de radiación de antena estrecho y un nivel bajo de sus lóbulos laterales con una sección media de antena pequeña.

También se conoce un radar de pulso coherente con resolución aumentada en coordenadas angulares [Patente de EE.UU. nº 4903030, MKI G01S 13/72 / Electronigue Serge Dassault. Publ. 20.2.90], que se propone utilizar en el cohete. En este radar, la posición angular de un punto en la superficie terrestre se representa en función de la frecuencia Doppler de la señal de radio reflejada por él. Se crea un grupo de filtros diseñados para aislar las frecuencias Doppler de las señales reflejadas desde varios puntos en el suelo aplicando algoritmos de transformada rápida de Fourier. Las coordenadas angulares de un punto de la superficie terrestre están determinadas por el número del filtro en el que se selecciona la señal de radio reflejada desde ese punto. El radar utiliza síntesis de apertura de antena focal. La compensación por la aproximación del misil con el objetivo seleccionado durante la formación del marco es proporcionada por el control de la luz estroboscópica de alcance.

La desventaja del radar considerado es su complejidad, debido a la complejidad de proporcionar un cambio sincrónico en las frecuencias de varios generadores para implementar el cambio de pulso a pulso de la frecuencia de las oscilaciones emitidas.

De las soluciones técnicas conocidas, la más cercana (prototipo) es RGS según la patente estadounidense nº 4665401, MKI G01S 13/72 / Sperri Corp., 12/05/87. RGS, que opera en el rango de longitud de onda milimétrica, busca y rastrea objetivos terrestres en el rango y en coordenadas angulares. La distinción de objetivos por rango en el RGS se lleva a cabo mediante el uso de varios filtros de frecuencia intermedia de banda estrecha, que proporcionan suficiente buena relación señal-ruido en la salida del receptor. Se realiza una búsqueda de rango utilizando un generador de búsqueda de rango que genera una señal de rampa para modular la señal portadora. La búsqueda de un objetivo en azimut se realiza escaneando la antena en el plano de azimut. Una computadora especializada utilizada en el RGS selecciona el elemento de resolución de rango en el que se encuentra el objetivo, además de rastrear el objetivo en términos de rango y coordenadas angulares. La estabilización de la antena es de tipo indicador, se realiza de acuerdo con las señales tomadas de los sensores de cabeceo, balanceo y guiñada del cohete, así como de acuerdo con las señales tomadas de los sensores de elevación, azimut y velocidad del movimiento de la antena.

La desventaja del prototipo es la baja precisión del seguimiento del objetivo debido a nivel alto lóbulos laterales de la antena y mala estabilización de la antena. La desventaja del prototipo también se puede atribuir a la baja resolución de azimut de los objetivos y un rango pequeño (hasta 1,2 km) de detección, debido al uso de un método homodino para construir una ruta de recepción-transmisión en el RGS.

El objetivo de la invención es mejorar la precisión del seguimiento del objetivo y su resolución azimutal, así como aumentar el rango de detección del objetivo.

La tarea se logra por el hecho de que en el RGS, que contiene un interruptor de antena (AP), un sensor para la posición angular de la antena en el plano horizontal (DUPA rp), conectado mecánicamente al eje de rotación de la antena en el plano horizontal, y un sensor para la posición angular de la antena en el plano vertical (DUPA VP), conectado mecánicamente al eje de rotación de la antena en el plano vertical, introdujo:

Conjunto de antenas ranuradas (SHAR) de tipo monopulso, fijadas mecánicamente en la plataforma giroscópica del accionamiento de antena giroscópico introducido y que consta de un convertidor analógico-digital de plano horizontal (ADC gp), un plano vertical analógico-digital convertidor (ADC VP), un convertidor horizontal digital a analógico (DAC gp), un convertidor digital a analógico de plano vertical (DAC VP), un motor de precesión de plataforma giroscópica de plano horizontal (DPG gp), una plataforma giroscópica de plano vertical motor de precesión (DPG VP) y una microcomputadora digital;

Dispositivo receptor de tres canales (PRMU);

Transmisor;

ADC de tres canales;

Procesador de señal programable (PPS);

Sincronizador;

Generador de referencia (OG);

Computadora digital (TsVM);

Cuatro autopistas digitales (CM), que proporcionan conexiones funcionales entre el PPS, la computadora digital, el sincronizador y la computadora micro digital, así como el PPS - con el equipo de control y prueba (KPA), el DSP - con el KPA y dispositivos externos.

El dibujo muestra un diagrama de bloques del RGS, donde se indica:

1 - conjunto de antenas ranuradas (SHAR);

2 - circulador;

3 - dispositivo receptor (PRMU);

4 - convertidor de analógico a digital (ADC);

5 - procesador de señal programable (PPS);

6 - unidad de antena (PA), que combina funcionalmente DUPA gp, DUPA vp, ADC gp, ADC vp, DAC gp, DAC vp, DPG gp, DPG vp y microCVM;

7 - transmisor (PRD);

8 - generador de referencia (OG);

9 - computadora digital (TsVM);

10 - sincronizador,

CM 1 CM 2, CM 3 y CM 4 son la primera, segunda, tercera y cuarta carreteras digitales, respectivamente.

En el dibujo, las líneas discontinuas representan enlaces mecánicos.

El conjunto de antenas ranuradas 1 es un tipo monopulso SHAR típico, utilizado actualmente en muchas estaciones de radar (radares), como, por ejemplo, "Kopye", "Zhuk" desarrollado por OJSC "Corporation" Fazotron - NIIR "[Folleto publicitario de OJSC" Corporación "Phazotron - NIIR", Salón Internacional de Aviación y Espacio "Max-2005"]. En comparación con otros tipos de antenas, SCAR proporciona un nivel más bajo de lóbulos laterales. El SHAR 1 descrito forma un patrón direccional de tipo aguja (DP) para la transmisión y tres DP para la recepción: uno total y dos diferenciales, en los planos horizontal y vertical. ShchAR 1 se fija mecánicamente en la plataforma giroscópica del accionamiento de la antena giroscópica PA 6, lo que garantiza su desacoplamiento casi ideal de las oscilaciones del cuerpo del cohete.

SCHAR 1 tiene tres salidas:

1) total Σ, que es al mismo tiempo la entrada de SHAR;

2) plano horizontal diferencial Δ g;

3) plano vertical diferencial Δ c.

El circulador 2 es un dispositivo típico utilizado actualmente en muchos radares y RGS, por ejemplo, descrito en la patente RU 2260195 del 11 de marzo de 2004. El circulador 2 proporciona la transmisión de una señal de radio desde el PRD 7 a la entrada-salida total de SHAR 1 y la señal de radio recibida del total de entrada - salida SCHAR 1 a la entrada del tercer canal PRMU 3.

El receptor 3 es un receptor típico de tres canales que se utiliza actualmente en muchas estaciones de radar y RGS, por ejemplo, descrito en la monografía [ Bases teóricas Radar. / Ed. Ya.D. Shirman - M.: Sov. radio, 1970, págs. 127-131]. El ancho de banda de cada uno de los canales idénticos de la PRMU 3 está optimizado para recibir y convertir un único pulso de radio rectangular en una frecuencia intermedia. La PRMU 3 en cada uno de los tres canales proporciona amplificación, filtrado del ruido y conversión a una frecuencia intermedia de las señales de radio que llegan a la entrada de cada uno de estos canales. Las señales de alta frecuencia provenientes del OG 8 se utilizan como señales de referencia requeridas al convertir las señales de radio recibidas en cada uno de los canales La PRMU 3 se abre según el sincronizador 10.

La PRMU 3 tiene 5 entradas: la primera, que es la entrada del primer canal de la PRMU, está destinada a la entrada de la señal de radio recibida por SHAR 1 a través del canal de diferencia del plano horizontal Δ g; el segundo, que es la entrada del segundo canal de la PRMU, está destinado a introducir la señal de radio recibida por el SHAR 1 a través del canal diferencial del plano vertical Δ in; el tercero, que es la entrada del tercer canal de la PRMU, está destinado a la entrada de la señal de radio recibida por SHAR 1 a través del canal total Σ; 4º - para entrada desde el sincronizador 10 señales de sincronización; 5º - para la entrada de las señales de alta frecuencia de referencia de los gases de escape 8.

El PRMU 3 tiene 3 salidas: 1ª - para emitir señales de radio amplificadas en el primer canal; 2º - para emitir señales de radio amplificadas en el segundo canal; 3º - para emitir señales de radio amplificadas en el tercer canal.

El convertidor analógico a digital 4 es un ADC de tres canales típico, por ejemplo, el ADC AD7582 de Analog Devies. ADC 4 convierte las señales de radio de frecuencia intermedia provenientes del PRMU 3 en forma digital. El momento del inicio de las conversiones está determinado por los pulsos de temporización que vienen del sincronizador 10. La señal de salida de cada uno de los canales del ADC 4 es una señal de radio digitalizada que llega a su entrada.

El procesador de señales programable 5 es una computadora digital típica utilizada en cualquier radar o RGS moderno y está optimizado para el procesamiento primario de las señales de radio recibidas. PPP 5 proporciona:

Con la ayuda del primer troncal digital (CM 1), comunicación con la computadora 9;

Con la ayuda de la segunda autopista digital (CM 2), comunicación con la KPA;

Implementación de software funcional (FPO PPP), que contiene todas las constantes necesarias y asegura la implementación del siguiente procesamiento de señales de radio en el PSP: procesamiento en cuadratura de señales de radio digitalizadas que llegan a sus entradas; acumulación coherente de estas señales de radio; multiplicar las señales de radio acumuladas por una función de referencia que tiene en cuenta la forma del patrón de antena; ejecución del procedimiento de transformada rápida de Fourier (FFT) sobre el resultado de la multiplicación.

Notas.

No hay requisitos especiales para FPO PPP: solo necesita adaptarse al sistema operativo utilizado en PPP 5.

Cualquiera de las carreteras digitales conocidas se puede utilizar como canales digitales 1 y 2, por ejemplo, el bus digital MPI (GOST 26765.51-86) o MKIO (GOST 26765.52-87).

Los algoritmos para el procesamiento anterior se conocen y se describen en la literatura, por ejemplo, en la monografía [VI Merkulov, AI Kanaschenkov, AI Perov, VV Drogalin. y otra Estimación de alcance y velocidad en sistemas de radar. Parte 1. / Ed. AI Kanashchenkova y VI Merkulova - M.: Radiotekhnika, 2004, págs. 162-166, 251-254], en la patente de EE.UU. nº 5014064, clase. G01S 13/00, 342-152, 07/05/1991 y patente RF No. 2258939, 20/08/2005.

Los resultados del procesamiento anterior en forma de tres matrices de amplitudes (MA) formadas a partir de señales de radio, respectivamente, recibidas a través del canal de diferencia del plano horizontal - MA Δg, el canal de diferencia del plano vertical - MA Δw y el total canal - MA Σ, PPS 5 escribe en el búfer de la troncal digital del CM 1. Cada uno de los MA es una tabla con los valores de las amplitudes de las señales de radio reflejadas desde diferentes partes de la superficie terrestre.

Las matrices MA Δg, MA Δv y MA Σ son los datos de salida del PPP 5.

El impulsor de antena 6 es un impulsor giroscópico típico (con estabilización de potencia de la antena) que se utiliza actualmente en muchos RGS, por ejemplo, en el RGS del cohete Kh-25MA [Karpenko A. V., Ganin S.M. Misiles tácticos de aviación nacional. - S-P.: 2000, págs. 33-34]. Proporciona (en comparación con los accionamientos electromecánicos e hidráulicos que implementan la estabilización del indicador de la antena) un desacoplamiento casi ideal de la antena del cuerpo del cohete [Merkulov V.I., Drogalin V.V., Kanashenkov A.I. y otros sistemas de radiocontrol de aviación. T.2. Sistemas de localización electrónica. / Debajo. ed. A.I. Kanashchenkov y V.I.Merkulov. - M .: Radiotekhnika, 2003, pág.216]. PA 6 proporciona rotación SHAR 1 en planos horizontal y vertical y su estabilización en el espacio.

DUPA gp, DUPA VP, ADC gp, ADC vp, DAC gp, DAC vp, DPG gp, DPG vp, funcionalmente parte de PA 6, son ampliamente conocidos y se utilizan actualmente en muchos RGS y radares. Una microcomputadora digital es una típica computadora digital implementada en uno de los microprocesadores más conocidos, por ejemplo, un microprocesador MIL-STD-1553V desarrollado por ELKUS Electronic Company JSC. La microcomputadora se conecta a la computadora digital por medio de la troncal digital CM 1. La troncal digital CM 1 también se utiliza para introducir el software funcional de la unidad de antena (FPO pa) en la microcomputadora.

No hay requisitos especiales para FPO: solo necesita adaptarse al sistema operativo utilizado en el microordenador.

Los datos de entrada del PA 6, provenientes del CM 1 desde el CM 9, son: el número N p del modo de operación PA y los valores de los parámetros de desajuste en el Δϕ gy vertical Δϕ en los planos. Los datos de entrada enumerados se envían al PA 6 en cada intercambio con la computadora digital 9.

PA 6 opera en dos modos: "Arresto" y "Estabilización".

En el modo "Arresto", establecido por la computadora digital 9 por el número de modo correspondiente, por ejemplo, N p = 1, la microcomputadora digital en cada ciclo de operación lee del ADC gp y ADC vp los valores del ángulos de posición de antena convertidos por ellos en forma digital, que les son alimentados desde el DUPA rp y DUPA, respectivamente vp. El valor del ángulo ϕ ar de la posición de la antena en el plano horizontal es enviado por el microordenador al DAC rp, que lo convierte en un voltaje de CC proporcional al valor de este ángulo, y lo suministra al DPG rp. DPG rn comienza a girar el giroscopio, cambiando así la posición angular de la antena en el plano horizontal. El valor del ángulo ϕ AV de la posición de la antena en el plano vertical es enviado por el microordenador al DAC VP, que lo convierte en una tensión continua proporcional al valor de este ángulo y lo suministra al DPG VP. DPG VP comienza a girar el giroscopio, cambiando así la posición angular de la antena en el plano vertical. Por lo tanto, en el modo de "detención", el PA 6 proporciona la posición de la antena coaxial con el eje de construcción del misil.

En el modo "Estabilización", establecido por la computadora digital 9 por el número de modo correspondiente, por ejemplo N p = 2, la microcomputadora digital en cada ciclo de operación lee del búfer de la computadora digital 1 los valores de la parámetros de desajuste en el Δϕ gy vertical Δϕ en los planos. El valor del parámetro de desajuste Δϕ g en el plano horizontal de las salidas del microordenador al DAC gp. El DAC gp convierte el valor de este parámetro de desajuste en un voltaje de CC proporcional al valor del parámetro de desajuste y lo alimenta al RPG gp. DPG rp cambia el ángulo de precesión del giroscopio, corrigiendo así la posición angular de la antena en el plano horizontal. El valor del parámetro de desajuste Δϕ en el plano vertical de las salidas del microordenador al DAC VP. El DAC vp convierte el valor de este parámetro de desajuste en un voltaje de CC proporcional al valor del parámetro de desajuste y lo alimenta al RPG vp. DPG vp cambia el ángulo de precesión del giroscopio, corrigiendo así la posición angular de la antena en el plano vertical. Por tanto, en el modo "Estabilización", PA 6 en cada ciclo de funcionamiento proporciona la desviación de la antena en ángulos iguales a los valores de los parámetros de desajuste en el ϕϕ r horizontal y ϕϕ vertical en los planos.

El desacoplamiento del SCHAR 1 de las oscilaciones del cuerpo del cohete PA 6, debido a las propiedades del giroscopio, mantiene inalterada la posición espacial de sus ejes durante la evolución de la base sobre la que se fija.

La salida del PA 6 es una computadora digital, en cuyo búfer la microcomputadora en cada ciclo de operación escribe códigos digitales de los valores de la posición angular de la antena en la horizontal ϕ ar y vertical ϕ en los planos, que se forma a partir de los valores de los ángulos de la posición de la antena convertidos a forma digital utilizando el ADC gp y ADC en los valores de los ángulos de la antena eliminados de DUPA gp y DUPA vp.

El transmisor 7 es un PRD típico utilizado actualmente en muchos radares, por ejemplo, el descrito en la patente RU 2260195 de fecha 11.03.2004. El PRD 7 está diseñado para generar pulsos de radio rectangulares. El período de repetición de los pulsos de radio generados por el transmisor se establece mediante los pulsos de sincronización procedentes del sincronizador 10. El oscilador de referencia 8 se utiliza como oscilador maestro del transmisor 7.

El oscilador de referencia 8 es un oscilador local típico utilizado en casi cualquier radar o RGS activo, que proporciona la generación de señales de referencia de una frecuencia determinada.

El ordenador digital 9 es un ordenador digital típico utilizado en cualquier radar o RGS moderno y está optimizado para resolver problemas de procesamiento secundario de señales de radio recibidas y control de equipos. Un ejemplo de una computadora digital de este tipo es la computadora digital "Baget-83", fabricada por el Instituto de Investigación Científica de SI RAS KB "Korund". TsVM 9:

Según el CM 1 antes mencionado, al transmitir los comandos correspondientes, proporciona el control del PPS 5, PA 6 y el sincronizador 10;

En la tercera autopista digital (CM 3), que se utiliza como autopista digital MKIO, mediante la transmisión de los correspondientes comandos y señales de la CPA, se proporciona autocomprobación;

Según CM 3, recibe software funcional (FPO Tsvm) del CPA y lo almacena;

En el cuarto troncal digital (TsM 4), que se utiliza como troncal digital MKIO, proporciona comunicación con dispositivos externos;

Implementación de FPO tsvm.

Notas.

No hay requisitos especiales para FPO Tsvm: solo tiene que adaptarse al sistema operativo utilizado en TsVM 9. Como TsM 3 y TsM 4, se puede utilizar cualquiera de las carreteras digitales conocidas, por ejemplo, la troncal digital MPI (GOST 26765.51-86) o MKIO (GOST 26765.52-87).

La implementación de FPO TsVM permite a TsVM 9 hacer lo siguiente:

1. De acuerdo con las designaciones de objetivos recibidas de dispositivos externos: la posición angular del objetivo en los planos horizontal ϕ zgtsu y vertical ϕ zvtsu, el alcance D zu al objetivo y la velocidad de aproximación V a la colisión del misil con el objetivo, para calcular el período de repetición de los pulsos de palpación.

Los algoritmos para calcular el período de repetición de los pulsos de sondeo son ampliamente conocidos, por ejemplo, se describen en la monografía [VI Merkulov, AI Kanaschenkov, AI Perov, VV Drogalin. y otra Estimación de alcance y velocidad en sistemas de radar. 4.1. / Ed. A.I. Kanashchenkova y V.I. Merkulova - M.: Radiotekhnika, 2004, págs. 263-269].

2. Realizar el siguiente procedimiento sobre cada una de las matrices MA Δg, MA Δv y MA Σ formadas en el PPS 5 y transmitidas al ordenador digital 6 a través del ordenador digital 1: comparar los valores de las amplitudes de las señales de radio registradas en las celdas de los MA enumerados con el valor del umbral y, si el valor de la amplitud de la señal de radio en una celda es mayor que el valor del umbral, escriba una unidad en esta celda, en de lo contrario- cero. Como resultado de este procedimiento, a partir de cada uno de los MA antes mencionados, el ordenador digital 9 forma la correspondiente matriz de detección (MO) - MO Δg, MO Δw y MO Σ en cuyas celdas se escriben ceros o unos, y uno señala la presencia de un objetivo en esta celda, y cero, sobre su ausencia ...

3. Utilizando las coordenadas de las celdas de las matrices de detección de MO Δg, MO Δw y MO Σ, en las que se registra la presencia de un objetivo, calcule la distancia de cada uno de los objetivos detectados desde el centro (es decir, desde el centro celda) de la matriz correspondiente y, comparando estas distancias, determine el objetivo, el más cercano al centro de la matriz correspondiente. Las coordenadas de este objetivo son memorizadas por el ordenador digital 9 en forma de: número de columna N stbd de la matriz de detección de MO Σ, que determina la distancia del objetivo desde el centro de MO Σ en el rango; números de línea N strv de la matriz de detección MO Σ, que determina la distancia del objetivo desde el centro de MO Σ en términos de la velocidad de aproximación del misil al objetivo; números de columna N stbg de la matriz de detección de MO Δg, que determina la distancia del objetivo desde el centro del MO Δg a lo largo del ángulo en el plano horizontal; números de línea N líneas de la matriz de detección MO Δv, que determina la distancia del objetivo desde el centro del MO Δv en el ángulo en el plano vertical.

4. Utilizando los números memorizados de la columna N stbd y las filas N stv de la matriz de detección de MO Σ según las fórmulas:

(donde D tsmo, V tsmo son las coordenadas del centro de la matriz de detección MO Σ: ΔD y ΔV son constantes que especifican la columna discreta de la matriz de detección MO Σ en rango y la fila discreta de la matriz de detección MO Σ en velocidad , respectivamente), calcule los valores de la distancia al objetivo D t y la velocidad de convergencia V sb del misil con el objetivo.

5. Utilizando los números almacenados de la columna N stbg de la matriz de detección MO Δg y las filas N stb de la matriz de detección MO Δv, así como los valores de la posición angular de la antena en la horizontal ϕ ar y vertical ϕ planos ab, según las fórmulas:

(donde Δϕ stbg y Δϕ stb son constantes que especifican la columna discreta de la matriz de detección de MO Δg en el ángulo en el plano horizontal y las filas discretas de la matriz de detección de MO Δv en el ángulo en el plano vertical, respectivamente), calcule el valores de las marcaciones objetivo en los planos horizontal ϕ μg y vertical Δϕ col.

6. Calcule los valores de los parámetros de desajuste en el Δϕ gy el Δϕ vertical en los planos usando las fórmulas

o por las fórmulas

donde ϕ tsgtsu, ϕ tsvtsu - los valores de los ángulos del objetivo en los planos horizontal y vertical, respectivamente, obtenidos de dispositivos externos como designación del objetivo; ϕ cg y ϕ col son los valores de los rumbos objetivo en los planos horizontal y vertical, calculados en la computadora digital 9, respectivamente; ϕ ar y ϕ aw son los valores de los ángulos de posición de la antena en los planos horizontal y vertical, respectivamente.

El sincronizador 10 es un sincronizador común que se utiliza actualmente en muchos radares, por ejemplo, se describe en la solicitud de patente RU 2004108814 del 24/03/2004 o en la patente RU 2260195 del 11/03/2004. El sincronizador 10 está diseñado para generar pulsos de sincronización de varias duraciones y tasas de repetición, lo que garantiza el funcionamiento sincrónico del RGS. El sincronizador 10 se comunica con la computadora digital 9 a través de la computadora digital 1.

El dispositivo reivindicado funciona de la siguiente manera.

En tierra, desde el KPA a lo largo de la autopista digital TsM 2, el FPO PPP se introduce en el PPS 5, que se escribe en su dispositivo de memoria (ZU).

En tierra, el FPO de la computadora digital se introduce desde el KPA a lo largo de la autopista digital TsM 3 en el TsVM 9, que se registra en su memoria.

En el suelo desde el KPA a lo largo de la carretera digital TsM 3 a través del TsVM 9, el FPO del micro TsVM se introduce en el micro TsVM, que se registra en su memoria.

Observamos que la entrada FPO cvm, FPO microTsVM y FPO PPP del CPA contienen programas que permiten implementar todas las tareas anteriores en cada una de las computadoras listadas, mientras que incluyen los valores de todas las constantes necesarias para los cálculos y operaciones lógicas.

Después de la fuente de alimentación de la computadora digital 9, la PPS 5 y la computadora micro digital de la unidad de antena 6 comienzan a implementar su FPO, mientras realizan lo siguiente.

1. La computadora digital 9 transmite el número de modo Np a la microcomputadora digital a través de la línea troncal digital de la computadora digital 1, correspondiente a la transferencia del PA 6 al modo "Arresto".

2. El microordenador, habiendo adoptado el número de modo N p "Captura", lee del ADC gp y ADC vp los valores de los ángulos de posición de la antena convertidos por ellos en forma digital, que les son alimentados, respectivamente, desde el DUPA rp y DUPA vp. El valor del ángulo ϕ ar de la posición de la antena en el plano horizontal es enviado por el microordenador al DAC rp, que lo convierte en un voltaje de CC proporcional al valor de este ángulo, y lo suministra al DPG rp. DPG rn gira el giroscopio, cambiando así la posición angular de la antena en el plano horizontal. El valor del ángulo ϕ AV de la posición de la antena en el plano vertical es enviado por el microordenador al DAC VP, que lo convierte en una tensión continua proporcional al valor de este ángulo y lo suministra al DPG VP. DPG VP hace girar el giroscopio, cambiando así la posición angular de la antena en el plano vertical. Además, el microordenador registra los valores de los ángulos de posición de la antena en los planos horizontal ϕ ar y vertical ϕ en la memoria intermedia de la línea troncal digital del CM 1.

3. TsVM 9 lee las siguientes designaciones de objetivos del búfer de la troncal digital TsM 4 suministrada desde dispositivos externos: los valores de la posición angular del objetivo en los planos horizontal ϕ tsgtsu y vertical ϕ tsvtsu, los valores del rango D tsu al objetivo, la velocidad de aproximación V del misil al objetivo y los analiza ...

Si todos los datos anteriores son cero, entonces el ordenador digital 9 realiza las acciones descritas en los elementos 1 y 3, mientras que el microordenador realiza las acciones descritas en el elemento 2.

Si los datos anteriores son distintos de cero, entonces la computadora digital 9 lee del búfer de la línea troncal digital de la computadora digital 1 los valores de la posición angular de la antena en los planos vertical ϕ AB y horizontal ϕ ar y, usando fórmulas (5), calcula los valores de los parámetros de desajuste en la horizontal ∆ϕ r y vertical ∆ϕ en los planos que escribe en el búfer de la troncal digital CM 1. Además, la computadora digital 9 escribe el número de modo N p correspondiente al modo de "Estabilización" en el búfer de la línea troncal digital de la computadora digital 1.

4. El microordenador, habiendo leído el número de modo N p "Estabilización" del búfer de la línea troncal digital de la computadora digital 1, realiza lo siguiente:

Lee los valores de los parámetros de desajuste en el Δϕ gy el Δϕ vertical en los planos de la memoria intermedia de la troncal digital CM 1;

El valor del parámetro de desajuste Δϕ g en el plano horizontal se envía al DAC rp, que lo convierte en un voltaje de CC proporcional al valor del parámetro de desajuste obtenido, y lo alimenta al DPG rp; DPG rn comienza a girar el giroscopio, cambiando así la posición angular de la antena en el plano horizontal;

El valor del parámetro de desajuste Δϕ en el plano vertical se envía al DAC VP, que lo convierte en un voltaje de CC proporcional al valor del parámetro de desajuste obtenido y lo alimenta al DPG VP; DPG VP comienza a girar el giroscopio, cambiando así la posición angular de la antena en el plano vertical;

lee del ADC gp y ADC vp los valores de los ángulos de posición de la antena convertidos a forma digital en el horizontal ϕ ar y vertical ϕ en los planos que llegan a ellos, respectivamente, del DUPA rp y DUPA vp, que se escriben en el búfer de la troncal digital CM 1.

5. TsVM 9 usando designación de objetivo, de acuerdo con los algoritmos descritos en [Merkulov V.I., Kanaschenkov A.I., Perov A.I., Drogalin V.V. y otra Estimación de alcance y velocidad en sistemas de radar. Parte 1. / Ed. AI Kanashchenkov y VI Merkulova - M.: Radiotekhnika, 2004, págs. 263-269], calcula el período de repetición de los pulsos de sondeo y, en relación con los pulsos de sondeo, genera códigos de intervalo de tiempo que determinan los momentos de apertura de la PRMU 3 y el inicio de la operación OG 8 y ADC 4.

Los códigos del período de repetición de los pulsos de palpación y los intervalos de tiempo que determinan los momentos de la apertura de la PRMU 3 y el inicio de funcionamiento del OG 8 y ADC 4, el ordenador digital 9 transmite al sincronizador 10 a través del digital. autobús.

6. El sincronizador 10, basado en los códigos e intervalos anteriores, genera los siguientes pulsos de sincronización: pulsos para activar el PRD, pulsos de cierre del receptor, pulsos de tiempo del OG, pulsos de tiempo del ADC, pulsos para iniciar el procesamiento de la señal. Los pulsos del PRD parten de la primera salida del sincronizador 10 se alimentan a la primera entrada del PRD 7. Los pulsos de cierre del receptor de la segunda salida del sincronizador 10 se alimentan a la cuarta entrada de la PRMU 3. Los pulsos de sincronización del gas de escape se reciben desde la tercera salida del sincronizador 10 a la entrada del gas de escape 8. Los pulsos de sincronización del ADC desde la cuarta salida del sincronizador 10 se alimentan a la cuarta entrada del ADC 4. Los pulsos del inicio del procesamiento de la señal de la quinta salida del sincronizador 10 se alimentan a la cuarta entrada del PPS 5.

7. OG 8, habiendo recibido un pulso de temporización, pone a cero la fase de la señal de alta frecuencia generada por él y la emite por su primera salida al PRD 7 y por su segunda salida a la quinta entrada del PRMU 3.

8. El PRD 7, habiendo recibido un pulso de arranque del PRD, utilizando la señal de alta frecuencia del generador de referencia 8, forma un poderoso pulso de radio, que desde su salida se alimenta a la entrada AP 2 y, luego, al total entrada de SHAR 1, que lo irradia al espacio.

9. SCHAR 1 recibe señales de radio reflejadas desde el suelo y los objetivos y desde su total Σ, plano horizontal diferencial Δ gy plano vertical diferencial Δ en las salidas, las envía, respectivamente, a la entrada-salida del AP 2, al entrada del primer canal de PRMU 3 y a la entrada del segundo canal PRMU 3. La señal de radio recibida por AP 2 se transmite a la entrada del tercer canal de PRMU 3.

10. PRMU 3 amplifica cada una de las señales de radio anteriores, filtra el ruido y, utilizando las señales de radio de referencia provenientes del OG 8, las convierte a una frecuencia intermedia, y amplifica las señales de radio y las convierte a una frecuencia intermedia solo en aquellos intervalos de tiempo en los que no hay pulsos que cierran el receptor.

Convertidas a una frecuencia intermedia, dichas señales de radio de las salidas de los canales correspondientes del PRMU 3 se alimentan, respectivamente, a las entradas del primer, segundo y tercer canal del ADC 4.

11. ADC 4, cuando llegan 10 pulsos de reloj a su cuarta entrada del sincronizador, cuya tasa de repetición es dos veces mayor que la frecuencia de las señales de radio que llegan desde la PRMU 3, cuantifica dichas señales de radio que llegan a las entradas de su canales en tiempo y nivel, formando así en las salidas del primer, segundo y tercer canal las señales de radio mencionadas anteriormente en forma digital.

Observamos que la tasa de repetición de los pulsos de sincronización se elige para que sea el doble de la frecuencia de las señales de radio que llegan al ADC 4 para implementar el procesamiento en cuadratura de las señales de radio recibidas en el PPS 5.

Desde las salidas correspondientes del ADC 4, las señales de radio mencionadas anteriormente en forma digital se alimentan, respectivamente, a la primera, segunda y tercera entradas del PPS 5.

12. PPS 5, al llegar a su cuarta entrada del sincronizador 10 del pulso del comienzo del procesamiento de la señal, sobre cada una de las señales de radio anteriores de acuerdo con los algoritmos descritos en la monografía [VI Merkulov, AI Kanashenkov, AI Perov ., Drogalin V.V. y otra Estimación de alcance y velocidad en sistemas de radar. Parte 1. / Ed. AI Kanashchenkov y VI Merkulova - M.: Radiotekhnika, 2004, págs. 162-166, 251-254], patente de EE.UU. nº 5014064, clase. G01S 13/00, 342-152, 07/05/1991 y patente RF No. 2258939, 20/08/2005, realiza: procesamiento en cuadratura de las señales de radio recibidas, eliminando así la dependencia de las amplitudes de las señales de radio recibidas en las fases iniciales aleatorias de estas señales de radio; acumulación coherente de las señales de radio recibidas, aumentando así la relación señal / ruido; multiplicar las señales de radio acumuladas por una función de referencia que tiene en cuenta la forma del patrón de antena, eliminando así el efecto del patrón de antena sobre las amplitudes de las señales de radio, incluido el efecto de sus lóbulos laterales; ejecución del procedimiento DFT sobre el resultado de la multiplicación, proporcionando así un aumento en la resolución del CGS en el plano horizontal.

Los resultados del procesamiento anterior del PPS 5 en forma de matrices de amplitud - MA Δg, MA Δw y MA Σ - se escriben en la memoria intermedia de la troncal digital CM 1. Una vez más, notamos que cada uno de los MA es una tabla llena con los valores de las amplitudes de las señales de radio reflejadas desde diferentes partes de la superficie terrestre, mientras que:

La matriz de amplitudes MA Σ, formada a partir de las señales de radio recibidas sobre el canal total, es, de hecho, una imagen de radar de la superficie terrestre en las coordenadas “Alcance × frecuencia Doppler”, cuyas dimensiones son proporcionales al patrón de antena. ancho, el ángulo de inclinación BP y la distancia al suelo. La amplitud de la señal de radio registrada en el centro de la matriz de amplitud a lo largo de la coordenada "Rango" corresponde a una sección de la superficie terrestre ubicada desde el RGS a una distancia de D cma = D cu, donde D cma es la distancia al centro de la matriz de amplitud, D cu es el rango de designación del objetivo. La amplitud de la señal de radio registrada en el centro de la matriz de amplitudes a lo largo de la coordenada de "frecuencia Doppler" corresponde a una sección de la superficie terrestre que se aproxima a la RGS a una velocidad V sbc, es decir. V tsma = V stsu, donde V tsma es la velocidad del centro de la matriz de amplitud;

Las matrices de amplitud MA Δg y MA Δw, formadas, respectivamente, a partir de las señales de radio diferenciales del plano horizontal y las señales de radio diferenciales del plano vertical, son idénticas a los discriminadores angulares multidimensionales. Las amplitudes de las señales de radio registradas en los centros de estas matrices corresponden al área de la superficie terrestre, hacia la cual se dirige la dirección equisignal de la antena (RSH), es decir, ϕ cmag = ϕ tsgtsu, ϕ tsmav = ϕ tsvtsu, donde ϕ cmag es la posición angular del centro de la matriz de amplitud MA Δg en el plano horizontal, ϕ cmav es la posición angular del centro de la matriz de amplitud MA Δ en el plano vertical, ϕ tsmav es el valor de la posición angular del objetivo en el plano horizontal, recibido como designación del objetivo, ϕ tsvetsu - el valor de la posición angular del objetivo en el plano vertical, recibido como designación del objetivo.

Las matrices anteriores se describen con más detalle en la patente RU nº 2258939 de 20 de agosto de 2005.

13. La computadora digital 9 lee del búfer CM 1 los valores de las matrices MA Δg, MA Δw y MA Σ y realiza el siguiente procedimiento en cada una de ellas: compara los valores de las amplitudes de las señales de radio registradas en las celdas del MA con el valor de umbral y, si el valor de la amplitud de la señal de radio en la celda es un valor mayor del umbral, escribe uno en esta celda, de lo contrario, cero. Como resultado de este procedimiento, se forma una matriz de detección (MO) a partir de cada MA - MO Δg, MO Δw y MO Σ mencionados, respectivamente, en las celdas en las que se escriben ceros o unos, mientras que uno señala la presencia de un objetivo. en esta celda, y cero indica su ausencia. Observamos que las dimensiones de las matrices MO Δg, MO Δv y MO Σ coinciden completamente con las dimensiones correspondientes de las matrices MA Δg, MA Δv y MA Σ, mientras que: D cma = D cmo, donde D cmo es la distancia al centro de la matriz de detección, V cma = V CMO, donde V CMO es la velocidad del centro de la matriz de detección; ϕ cmag = ϕ cmog, ϕ cmav = ϕ cmm, donde ϕ cmm es la posición angular del centro de la matriz de detección de MO Δg en el plano horizontal, ϕ cmm es la posición angular del centro de la matriz de detección de MO Δ en el plano vertical.

14. La computadora 9 de acuerdo con los datos registrados en las matrices de detección MO Δg, MO Δw y MO Σ, calcula la distancia de cada uno de los objetivos detectados desde el centro de la matriz correspondiente y comparando estas distancias determina el objetivo más cercano al centro de la matriz correspondiente. Las coordenadas de este objetivo son memorizadas por el ordenador digital 9 en la forma: el número de la columna N stbd de la matriz de detección MO Σ, que determina la distancia del objetivo desde el centro MO Σ en el rango; números de línea N strv de la matriz de detección MO Σ, que determina la distancia del objetivo desde el centro de MO Σ en términos de velocidad objetivo; números de columna N stbg de la matriz de detección de MO Δg, que determina la distancia del objetivo desde el centro del MO Δg a lo largo del ángulo en el plano horizontal; números de línea N líneas de la matriz de detección MO Δv, que determina la distancia del objetivo desde el centro del MO Δv en el ángulo en el plano vertical.

15. Computadora digital 9, utilizando los números almacenados de la columna N stbd y filas N strv de la matriz de detección del MO Σ, así como las coordenadas del centro de la matriz de detección del MO Σ según las fórmulas (1) y (2), calcula el alcance D c al objetivo y la velocidad V de la aproximación del misil con el objetivo de.

16. Computadora digital 9, utilizando los números almacenados de la columna N stbg de la matriz de detección MO Δg y las filas N strv de la matriz de detección MO Δv, así como los valores de la posición angular de la antena en la horizontal ϕ ar y vertical ϕ en planos, utilizando las fórmulas (3) y (4) calcula los valores de los rumbos de destino en los planos de color horizontal ϕ cg y vertical ϕ.

17. La computadora digital 9, de acuerdo con las fórmulas (6), calcula los valores de los parámetros de desajuste en el Δϕ gy vertical Δϕ en los planos, que junto con el número del modo “Estabilización”, escribe en el búfer de la computadora digital 1.

18. TsVM 9 calculó los valores de los rumbos del objetivo en los planos de color horizontal ϕ cg y vertical ϕ, la distancia al objetivo D c y la velocidad de aproximación V sb del cohete con el fin de escribir en el búfer del troncal digital CM 4, que son leídas por dispositivos externos.

19. Después de eso, el dispositivo declarado en cada ciclo subsiguiente de su trabajo realiza los procedimientos descritos en las cláusulas 5 ... 18, mientras que al implementar el algoritmo descrito en la cláusula 6, la computadora digital 6 calcula el período de repetición de los pulsos de sondeo usando designaciones de objetivos sin datos, y los valores del rango D c, la velocidad de convergencia V sb del misil con el objetivo, la posición angular del objetivo en los planos horizontal ϕ cg y vertical ϕ cv, calculada en el ciclos de reloj anteriores según las fórmulas (1) - (4), respectivamente.

El uso de la invención, en comparación con el prototipo, debido al uso de una unidad de antena giroscópica estabilizada, el uso de SHAR, la implementación de acumulación coherente de señales, la implementación del procedimiento DFT, que proporciona un aumento en el resolución del CGS en azimut hasta 8 ... 10 veces, permite:

Mejorar significativamente el grado de estabilización de la antena,

Proporcionar un nivel más bajo de lóbulos laterales de antena,

Alta resolución de objetivos en azimut y, debido a esto, mayor precisión en la ubicación del objetivo;

Proporciona un amplio rango de detección de objetivos con una potencia de transmisión media baja.

Para la implementación del dispositivo reivindicado, se puede utilizar el elemento base, que actualmente es producido por la industria nacional.

Un cabezal de radar que contiene una antena, un transmisor, un dispositivo receptor (PRMU), un circulador, un sensor de posición angular de antena en el plano horizontal (DUPA gp) y un sensor de posición angular de antena en un plano vertical (DUPA VP), caracterizado porque está equipado con un convertidor digital analógico de tres canales (ADC), un procesador de señal programable (PPS), un sincronizador, un generador de referencia (OG), una computadora digital, como una antena, un conjunto de antenas de ranura (SCHAR ) de tipo monopulso, fijado mecánicamente en una plataforma giroscópica de una unidad de antena giroscópica estabilizada y que incluye funcionalmente un DUPA gp y DUPA vp, así como el motor de precesión de la plataforma giroscópica en el plano horizontal (DPG rp), la plataforma giroscópica motor de precesión en el plano vertical (DPG VP) y una computadora microdigital (microCVM), además, el DUPA gp está conectado mecánicamente al eje DPG gp, y su salida es a través de un convertidor analógico-digital (ADC vp), conectado al primera entrada del micrófono ROCVM, DUPA vp está conectado mecánicamente al eje DPG VP, y su salida a través de un convertidor de analógico a digital (ADC VP) se conecta a la segunda entrada de la computadora micro digital, la primera salida del convertidor micro digital está conectado a través de un convertidor de digital a analógico (DAC gp) al DPG gp, la segunda salida del convertidor micro-digital es a través de un convertidor de digital a analógico (DAC vp) está conectado al DPG vp, el total La entrada-salida del circulador está conectada a la entrada-salida total del SHAR, la salida diferencial del SHAR para el patrón de radiación en el plano horizontal está conectada a la entrada del primer canal de la PRMU, la salida diferencial del SHAR para el patrón de radiación en el plano vertical está conectado a la entrada del segundo canal PRMU, la salida del circulador está conectada a la entrada del tercer canal PRMU, la entrada del circulador está conectada a la salida del transmisor, la salida del primer PRMU El canal está conectado a la entrada del primer canal (ADC), la salida del segundo canal PRMU está conectada a la entrada del segundo canal ADC, la salida del tercer canal PRMU está conectada a la entrada del tercer canal del ADC, la salida del primer canal del ADC está conectada a la primera entrada (PPS), la salida del segundo del canal ADC está conectado a la segunda entrada del PRM, la salida del tercer canal ADC está conectada a la tercera entrada del PRS, la primera salida del sincronizador está conectada a la primera entrada del transmisor, la segunda salida del sincronizador está conectado a la cuarta entrada del PRMU, la tercera salida del sincronizador está conectada a la entrada (OG), la cuarta salida del sincronizador está conectada con la cuarta entrada del ADC, la quinta salida del sincronizador está conectada a la cuarta entrada del PPS, la primera salida del OG está conectada a la segunda entrada del transmisor, la segunda salida del OG está conectada a la quinta entrada del PRMU, y el PPS, la computadora digital, el sincronizador y el microTsVM están conectados por la primera línea troncal digital, el PPS es el segundo digital, la línea principal está conectada al equipo de control y prueba (KPA), la computadora digital está conectada al KPA por la tercera línea digital, la digital La computadora está conectada a la cuarta línea digital para comunicarse con dispositivos externos.

UNIVERSIDAD TÉCNICA DEL ESTADO BÁLTICO

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Departamento de Dispositivos Radioelectrónicos

Cabeza homing RADAR

San Petersburgo

2. INFORMACIÓN GENERAL SOBRE RLGS.

2.1 Propósito

El buscador de radar está instalado en un misil tierra-aire para proporcionar la adquisición automática de objetivos en la etapa final del vuelo del misil, su seguimiento automático y señales de control al piloto automático (AP) y al fusible de radio (RB).

2.2 Especificaciones

RLGS se caracteriza por los siguientes datos tácticos y técnicos básicos:

1.Área de búsqueda por dirección:

Elevación ± 9 °

2. tiempo de la encuesta del área de búsqueda 1.8 - 2.0 seg.

3. tiempo para bloquear un objetivo en un ángulo de 1,5 segundos (no más)

4.Ángulos de desviación máxima del área de búsqueda:

Azimut ± 50 ° (no menos)

Elevación ± 25 ° (no menos)

5.Ángulos mínimos de desviación de la zona de señal igual:

Azimut ± 60 ° (no menos)

Elevación ± 35 ° (no menos)

6. Alcance de adquisición de objetivos del tipo de aeronave IL-28 con la emisión de señales de control a (AP) con una probabilidad de al menos 0.5 -19 km, y con una probabilidad de al menos 0.95 -16 km.

7 zonas de búsqueda a una distancia de 10-25 km

8.rango de frecuencia de funcionamiento f ± 2,5%

9.la potencia media del transmisor es de 68 W

10.Duración del pulso de alta frecuencia 0,9 ± 0,1 μs

11.Período de repetición del pulso de AF Т ± 5%

12.sensibilidad de los canales de recepción - 98dB (no menos)

13.consumo de energía de fuentes de energía:

Desde la red 115 V 400 Hz 3200 W

Desde una red 36 V 400 Hz 500 W

Desde la red 27600 W

14. peso de la estación - 245 kg.

3. PRINCIPIOS DE FUNCIONAMIENTO Y CONSTRUCCIÓN DE LOS RLGS

3.1 El principio de funcionamiento del radar

RLGS es una estación de radar de alcance de 3 centímetros que funciona en modo pulsado. En el examen más general, la estación de radar se puede dividir en dos partes: - la parte del radar en sí y la parte automática, que proporciona la adquisición del objetivo, su seguimiento automático en ángulo y alcance y la emisión de señales de control al piloto automático y al fusible de radio. .

La parte de radar de la estación funciona de la forma habitual. Las oscilaciones electromagnéticas de alta frecuencia generadas por el magnetrón en forma de pulsos muy cortos se emiten utilizando una antena altamente direccional, se reciben por la misma antena, se convierten y amplifican en el dispositivo receptor y luego se pasan a la parte automática de la estación: un sistema de seguimiento angular objetivo y un dispositivo de telémetro.

La parte automática de la estación consta de los siguientes tres sistemas funcionales:

1. Sistema de control de antena que proporciona control de antena en todos los modos de funcionamiento del radar (en el modo de "guía", en el modo de "búsqueda" y en el modo de "orientación", que a su vez se subdivide en "captura" y modos de "seguimiento automático")

2.dispositivo de medición de rango

3. señales de control informático suministradas al piloto automático y al fusible de la radio del cohete.

El sistema de control de antena en el modo de "seguimiento automático" funciona de acuerdo con el llamado método diferencial, en relación con el cual se utiliza una antena especial en la estación, que consiste en un espejo esferoidal y 4 emisores colocados a cierta distancia en el frente del espejo.

Cuando el radar funciona con radiación, se forma un patrón de radiación de un solo lóbulo con un máximo que coincide con el eje del sistema de antena. Esto se logra debido a las diferentes longitudes de las guías de onda de los emisores: existe un fuerte cambio de fase entre las oscilaciones de diferentes emisores.

Cuando se trabaja en la recepción, los diagramas direccionales de los emisores se desplazan con respecto al eje óptico del espejo y se cruzan a un nivel de 0,4.

La conexión de los emisores con el transceptor se realiza a través de una ruta de guía de ondas, en la que hay dos interruptores de ferrita conectados en serie:

· Conmutador de ejes (FKO), operando a una frecuencia de 125 Hz.

· Conmutador receptor (FKP), operando a una frecuencia de 62,5 Hz.

Los interruptores del eje de ferrita cambian la ruta de la guía de ondas de tal manera que primero los 4 emisores están conectados al transmisor, formando un patrón de radiación de un lóbulo, y luego a un receptor de dos canales, luego los emisores crean dos patrones de radiación ubicados en el plano vertical , luego los emisores crean dos patrones de directividad en el plano horizontal. Desde las salidas de los receptores, las señales van al circuito de sustracción, donde, dependiendo de la posición del objetivo con respecto a la dirección equiseñal formada por la intersección de los patrones direccionales de un par de emisores dado, se genera una señal de diferencia, cuya amplitud y polaridad están determinadas por la posición del objetivo en el espacio (Fig. 1.3).

Sincrónicamente con el conmutador de ferrita de los ejes en el RLGS, funciona un circuito de extracción de la señal de control de antena, con la ayuda del cual se genera una señal de control de antena en acimut y en elevación.

El interruptor del receptor cambia las entradas de los canales de recepción con una frecuencia de 62,5 Hz. La conmutación de los canales de recepción está asociada a la necesidad de promediar sus características, ya que el método diferencial de radiogoniometría del objetivo requiere una identidad completa de los parámetros de ambos canales de recepción. El telémetro RLGS es un sistema con dos integradores electrónicos. De la salida del primer integrador, se elimina un voltaje proporcional a la velocidad de aproximación al objetivo, de la salida del segundo integrador, un voltaje proporcional a la distancia al objetivo. El telémetro captura el objetivo más cercano en el rango de 10-25 km con su seguimiento automático posterior hasta una distancia de 300 metros. A una distancia de 500 metros, se emite una señal desde el telémetro, que sirve para colocar un fusible de radio (RF).

La computadora RLGS es un dispositivo de cálculo y sirve para generar señales de control emitidas por el RLGS al piloto automático (AP) y RV. Se envía una señal al AP, que representa la proyección del vector de la velocidad angular absoluta del haz de mira del objetivo en los ejes transversales del misil. Estas señales se utilizan para controlar el rumbo y el cabeceo del misil. Una señal que representa la proyección del vector de la velocidad de aproximación del objetivo con el misil en la dirección polar del haz de mira del objetivo se envía al RV desde la computadora.

Las características distintivas de la estación de radar en comparación con otras estaciones similares a ella en términos de sus datos tácticos y técnicos son:

1) el uso de una antena de foco largo en la estación de radar, caracterizada por el hecho de que la formación y deflexión del haz se lleva a cabo en ella mediante la deflexión de un espejo bastante claro, cuyo ángulo de deflexión es la mitad del ángulo de deflexión de el haz. Además, dicha antena no tiene transiciones giratorias de alta frecuencia, lo que simplifica su diseño.

2. El uso de un receptor con característica de amplitud lineal-logarítmica, que proporciona una extensión del rango dinámico del canal hasta 80 dB y, por lo tanto, permite localizar la fuente de interferencia activa.

3. Construcción de un sistema de seguimiento angular según el método diferencial, que proporciona una alta inmunidad al ruido.

4. el uso en la estación del esquema de compensación de guiñada cerrado de doble circuito original, que proporciona un alto grado de compensación para las oscilaciones del cohete en relación con el haz de la antena.

5.Implementación constructiva de la estación según el llamado principio contenedor, caracterizada por una serie de ventajas en términos de reducción del peso total, aprovechamiento del volumen asignado, reducción de las conexiones entre unidades, posibilidad de utilizar un sistema de refrigeración centralizado, etc.

3.2 Sistemas de radar funcionales separados

El RLGS se puede dividir en varios sistemas funcionales separados, cada uno de los cuales resuelve un problema particular muy específico (o varios problemas particulares más o menos relacionados) y cada uno de los cuales, en un grado u otro, se formaliza en la forma de una unidad tecnológica y estructural separada. Hay cuatro de estos sistemas funcionales en la estación de radar:

3.2.1 Radar parte del RLGS

La parte de radar del RLGS consta de:

· Transmisor.

· El receptor.

· Rectificador de alto voltaje.

· Parte de alta frecuencia de la antena.

La parte de radar del RLGS está destinada a:

· Generar energía electromagnética de alta frecuencia de una determinada frecuencia (f ± 2,5%) y una potencia de 60 W, que se emite al espacio en forma de pulsos cortos (0,9 ± 0,1 μseg).

Para la posterior recepción de señales reflejadas desde el objetivo, su conversión en señales de frecuencia intermedia (Fpch = 30 MHz), amplificación (a través de 2 canales idénticos), detección y entrega a otros sistemas de radar.

3.2.2. Sincronizador

El sincronizador consta de:

· Nodo de manipulación de recepción y sincronización (MPS-2).

· Receptores de conmutación de nodos (KP-2).

· Unidad de control para interruptores de ferrita (UV-2).

· Nodo de selección e integración (SI).

Unidad de extracción de señal de error (CO)

· Línea de retardo ultrasónico (ULZ).

Formación de pulsos de sincronización para el lanzamiento de circuitos individuales en el radar y pulsos de control del receptor, unidad SI y telémetro (unidad MPS-2)

Conformación de pulsos de control con un conmutador de ferrita de ejes, un conmutador de ferrita de canales receptores y una tensión de referencia (nodo UV-2)

Integración y suma de señales recibidas, regulación de voltaje para control AGC, conversión de pulsos de video objetivo y AGC en señales de radiofrecuencia (10 MHz) para retardarlas en ULZ (unidad SI)

· Extracción de la señal de error necesaria para el funcionamiento del sistema de seguimiento angular (unidad CO).

3.2.3. Telémetro

El telémetro consta de:

· Nodo del modulador de tiempo (EM).

Nodo del discriminador temporal (TD)

· Dos integradores.

El propósito de esta parte del RLGS es:

Búsqueda, captura y seguimiento de un objetivo en rango con la emisión de señales de rango al objetivo y la velocidad de convergencia con el objetivo.

Salida de señal D-500 m

Comité Estatal de la Federación de Rusia para educación más alta

UNIVERSIDAD TÉCNICA DEL ESTADO BÁLTICO

_____________________________________________________________

Departamento de Dispositivos Radioelectrónicos

Cabeza homing RADAR

San Petersburgo

2. INFORMACIÓN GENERAL SOBRE RLGS.

2.1 Propósito

El buscador de radar está instalado en un misil tierra-aire para proporcionar la adquisición automática de objetivos en la etapa final del vuelo del misil, su seguimiento automático y señales de control al piloto automático (AP) y al fusible de radio (RB).

2.2 Especificaciones

RLGS se caracteriza por los siguientes datos tácticos y técnicos básicos:

1.Área de búsqueda por dirección:

Azimut ± 10 °

Elevación ± 9 °

2. tiempo de la encuesta del área de búsqueda 1.8 - 2.0 seg.

3. tiempo para bloquear un objetivo en un ángulo de 1,5 segundos (no más)

4.Ángulos de desviación máxima del área de búsqueda:

Azimut ± 50 ° (no menos)

Elevación ± 25 ° (no menos)

5.Ángulos mínimos de desviación de la zona de señal igual:

Azimut ± 60 ° (no menos)

Elevación ± 35 ° (no menos)

6. Alcance de adquisición de objetivos del tipo de aeronave IL-28 con la emisión de señales de control a (AP) con una probabilidad de al menos 0.5 -19 km, y con una probabilidad de al menos 0.95 -16 km.

7 zonas de búsqueda a una distancia de 10-25 km

8.rango de frecuencia de funcionamiento f ± 2,5%

9.la potencia media del transmisor es de 68 W

10.Duración del pulso de alta frecuencia 0,9 ± 0,1 μs

11.Período de repetición del pulso de AF Т ± 5%

12.sensibilidad de los canales de recepción - 98dB (no menos)

13.consumo de energía de fuentes de energía:

Desde la red 115 V 400 Hz 3200 W

Desde una red 36 V 400 Hz 500 W

Desde la red 27600 W

14. peso de la estación - 245 kg.

3. PRINCIPIOS DE FUNCIONAMIENTO Y CONSTRUCCIÓN DE LOS RLGS

3.1 El principio de funcionamiento del radar

RLGS es una estación de radar de alcance de 3 centímetros que funciona en modo pulsado. En el examen más general, la estación de radar se puede dividir en dos partes: - la parte del radar en sí y la parte automática, que proporciona la adquisición del objetivo, su seguimiento automático en ángulo y alcance y la emisión de señales de control al piloto automático y al fusible de radio. .

La parte de radar de la estación funciona de la forma habitual. Las oscilaciones electromagnéticas de alta frecuencia generadas por el magnetrón en forma de pulsos muy cortos se emiten utilizando una antena altamente direccional, se reciben por la misma antena, se convierten y amplifican en el dispositivo receptor y luego se pasan a la parte automática de la estación: un sistema de seguimiento angular objetivo y un dispositivo de telémetro.

La parte automática de la estación consta de los siguientes tres sistemas funcionales:

1. Sistema de control de antena que proporciona control de antena en todos los modos de funcionamiento del radar (en el modo de "guía", en el modo de "búsqueda" y en el modo de "orientación", que a su vez se subdivide en "captura" y modos de "seguimiento automático")

2.dispositivo de medición de rango

3. señales de control informático suministradas al piloto automático y al fusible de la radio del cohete.

El sistema de control de antena en el modo de "seguimiento automático" funciona de acuerdo con el llamado método diferencial, en relación con el cual se utiliza una antena especial en la estación, que consiste en un espejo esferoidal y 4 emisores colocados a cierta distancia en el frente del espejo.

Cuando el radar funciona con radiación, se forma un patrón de radiación de un solo lóbulo con un máximo que coincide con el eje del sistema de antena. Esto se logra debido a las diferentes longitudes de las guías de onda de los emisores: existe un fuerte cambio de fase entre las oscilaciones de diferentes emisores.

Cuando se trabaja en la recepción, los diagramas direccionales de los emisores se desplazan con respecto al eje óptico del espejo y se cruzan a un nivel de 0,4.

La conexión de los emisores con el transceptor se realiza a través de una ruta de guía de ondas, en la que hay dos interruptores de ferrita conectados en serie:

· Conmutador de ejes (FKO), operando a una frecuencia de 125 Hz.

· Conmutador receptor (FKP), operando a una frecuencia de 62,5 Hz.

Los interruptores del eje de ferrita cambian la ruta de la guía de ondas de tal manera que primero los 4 emisores están conectados al transmisor, formando un patrón de radiación de un lóbulo, y luego a un receptor de dos canales, luego los emisores crean dos patrones de radiación ubicados en el plano vertical , luego los emisores crean dos patrones de directividad en el plano horizontal. Desde las salidas de los receptores, las señales van al circuito de sustracción, donde, dependiendo de la posición del objetivo con respecto a la dirección equiseñal formada por la intersección de los patrones direccionales de un par de emisores dado, se genera una señal de diferencia, cuya amplitud y polaridad están determinadas por la posición del objetivo en el espacio (Fig. 1.3).

Sincrónicamente con el conmutador de ferrita de los ejes en el RLGS, funciona un circuito de extracción de la señal de control de antena, con la ayuda del cual se genera una señal de control de antena en acimut y en elevación.

El interruptor del receptor cambia las entradas de los canales de recepción con una frecuencia de 62,5 Hz. La conmutación de los canales de recepción está asociada a la necesidad de promediar sus características, ya que el método diferencial de radiogoniometría del objetivo requiere una identidad completa de los parámetros de ambos canales de recepción. El telémetro RLGS es un sistema con dos integradores electrónicos. De la salida del primer integrador, se elimina un voltaje proporcional a la velocidad de aproximación al objetivo, de la salida del segundo integrador, un voltaje proporcional a la distancia al objetivo. El telémetro captura el objetivo más cercano en el rango de 10-25 km con su seguimiento automático posterior hasta una distancia de 300 metros. A una distancia de 500 metros, se emite una señal desde el telémetro, que sirve para colocar un fusible de radio (RF).

La computadora RLGS es un dispositivo de cálculo y sirve para generar señales de control emitidas por el RLGS al piloto automático (AP) y RV. Se envía una señal al AP, que representa la proyección del vector de la velocidad angular absoluta del haz de mira del objetivo en los ejes transversales del misil. Estas señales se utilizan para controlar el rumbo y el cabeceo del misil. Una señal que representa la proyección del vector de la velocidad de aproximación del objetivo con el misil en la dirección polar del haz de mira del objetivo se envía al RV desde la computadora.

Las características distintivas de la estación de radar en comparación con otras estaciones similares a ella en términos de sus datos tácticos y técnicos son:

1) el uso de una antena de foco largo en la estación de radar, caracterizada por el hecho de que la formación y deflexión del haz se lleva a cabo en ella mediante la deflexión de un espejo bastante claro, cuyo ángulo de deflexión es la mitad del ángulo de deflexión de el haz. Además, dicha antena no tiene transiciones giratorias de alta frecuencia, lo que simplifica su diseño.

2. El uso de un receptor con característica de amplitud lineal-logarítmica, que proporciona una extensión del rango dinámico del canal hasta 80 dB y, por lo tanto, permite localizar la fuente de interferencia activa.

3. Construcción de un sistema de seguimiento angular según el método diferencial, que proporciona una alta inmunidad al ruido.

4. el uso en la estación del esquema de compensación de guiñada cerrado de doble circuito original, que proporciona un alto grado de compensación para las oscilaciones del cohete en relación con el haz de la antena.

5. Implementación estructural de la estación según el llamado principio contenedor, caracterizada por una serie de ventajas en términos de reducción del peso total, utilización del volumen asignado, reducción de conexiones entre unidades, posibilidad de utilizar un sistema de refrigeración centralizado, etc. .

3.2 Sistemas de radar funcionales separados

El RLGS se puede dividir en varios sistemas funcionales separados, cada uno de los cuales resuelve un problema particular muy específico (o varios problemas particulares más o menos relacionados) y cada uno de los cuales, en un grado u otro, se formaliza en la forma de una unidad tecnológica y estructural separada. Hay cuatro de estos sistemas funcionales en la estación de radar:

3.2.1 Radar parte del RLGS

La parte de radar del RLGS consta de:

· Transmisor.

· El receptor.

· Rectificador de alto voltaje.

· Parte de alta frecuencia de la antena.

La parte de radar del RLGS está destinada a:

· Generar energía electromagnética de alta frecuencia de una determinada frecuencia (f ± 2,5%) y una potencia de 60 W, que se emite al espacio en forma de pulsos cortos (0,9 ± 0,1 μseg).

Para la posterior recepción de señales reflejadas desde el objetivo, su conversión en señales de frecuencia intermedia (Fpch = 30 MHz), amplificación (a través de 2 canales idénticos), detección y entrega a otros sistemas de radar.

3.2.2. Sincronizador

El sincronizador consta de:

· Nodo de manipulación de recepción y sincronización (MPS-2).

· Receptores de conmutación de nodos (KP-2).

· Unidad de control para interruptores de ferrita (UV-2).

· Nodo de selección e integración (SI).

Unidad de extracción de señal de error (CO)

· Línea de retardo ultrasónico (ULZ).

El propósito de esta parte del RLGS es:

Formación de pulsos de sincronización para el lanzamiento de circuitos individuales en el radar y pulsos de control del receptor, unidad SI y telémetro (unidad MPS-2)

Conformación de pulsos de control con un conmutador de ferrita de ejes, un conmutador de ferrita de canales receptores y una tensión de referencia (nodo UV-2)

Integración y suma de señales recibidas, regulación de voltaje para control AGC, conversión de pulsos de video objetivo y AGC en señales de radiofrecuencia (10 MHz) para retardarlas en ULZ (unidad SI)

· Extracción de la señal de error necesaria para el funcionamiento del sistema de seguimiento angular (unidad CO).

3.2.3. Telémetro

El telémetro consta de:

· Nodo del modulador de tiempo (EM).

Nodo del discriminador temporal (TD)

· Dos integradores.