Instituto de Aviación de Moscú

(Universidad Técnica Estatal)

Cohete de superficie de aire controlada

Ascendido a:

Buzinov D.

VANKOV K.

Khezhek I.

Levin K.

Sichkar M.

Sokolov I.

Moscú. 2009

Introducción

El cohete se hace de acuerdo con un esquema aerodinámico normal con alas con forma de X y un plumaje. La carcasa del cohete de soldadura está hecha de aleaciones de aluminio sin conexiones tecnológicas.

La central eléctrica consiste en un motor de turbojet de marcha y un acelerador de combustible sólido de inicio (no hay misiles para la base de aeronaves). La entrada de aire del motor Marsh se encuentra en la parte inferior de la carcasa.

El sistema de control: combinado, incluye un sistema de inercia y un cabezal de radar activo de la homing de ARGS-35 para una sección finita capaz de trabajar en resistencia a la radioprosía. Para garantizar la detección rápida y la captura del objetivo, la antena GSN tiene un gran ángulo de rotación (45 ° en ambas direcciones). GSH está cerrado por un carenado transparente de radio de fibra de vidrio.

Penetrando Fragant-Fugas parte de combate El cohete hace posible afectar de manera confiable los recipientes de superficie con desplazamiento a 5000t.

La efectividad del combate del cohete aumenta debido al vuelo a alturas extremadamente pequeñas (5-10 m, dependiendo de la altura de las ondas), que complica significativamente su intercepción por los sistemas anti-chapado en la nave, y por el hecho de que el lanzamiento de El cohete se fabrica sin la entrada del transportista en la zona de Falfacial Airfacial Airfacial.

Especificaciones.

Modificaciones de cohete:

Higo. 1. Rocket 3m24 "Uranus".

3m24 "Uranus": un cohete de barco y basado terrestre, aplicado de barcos de misiles con el complejo de cohetes costeros Uran-E y Bal-E

Higo. 2. Rocket IC-35.

IC-35 - objetivo (imitador objetivo). Se distingue por la ausencia del BC y GOS.

Higo. 3. Rocket X-35B.

X-35v - helicóptero. Diferido por un acelerador de partida acortado. Se utiliza en los helicópteros KA-27, KA-28, KA-32A7.

Higo. 4. Rocket X-35U.

X-35U - Rocket de aviación (aeronave). Se distingue por la falta de un acelerador de partida, aplicado desde los lanzadores de catapult AKU-58, AKU-58M o APU-78 en MIG-29K y SU-27K

Higo. 5. Rocket X-35e.

X-35e - exportación.

Cohete de cepillado.

2.1. General.

El Glider Glider tiene los siguientes elementos estructurales principales: vivienda, alas, dirección y estabilizadores. (Fig. 6).

La carcasa se usa para colocar la planta de energía, el equipo y los sistemas que proporcionan un vuelo autónomo del cohete, dirigiéndolo en el objetivo y el daño. Tiene un diseño de monoclete que consiste en carcasa de energía y spangling, y está hecho de compartimentos separados recaudados principalmente por compuestos de brida. Cuando se acopla el carenado transparente de la radio con el cuerpo del compartimiento 1 y el motor de arranque (compartimento 6) con compartimentos adyacentes 5 y 7, se aplican conexiones de cuña.

Fig. 6. Forma general.

El ala es la principal superficie aerodinámica del cohete, creando fuerza de elevación. El ala consiste en piezas fijas y módulos de desbloqueo. La consola de lobo se hace de acuerdo con un solo bar barquero con un recorte y costillas.

Los mangos y los estabilizadores proporcionan una capacidad de control y estabilidad en el movimiento longitudinal y lateral del cohete; Como alas, hay consolas inconscables.

2.2. Construcción de viviendas

La carcasa del compartimiento 1 (Fig. 7) es un diseño de marco que consiste en 1.3 y fórceps de revestimiento 2 conectadas por soldadura.

Fig.7. Compartimento 1.

1. Frente de compras; 2. Pruebas; 3. espada trasera

Caso 2 (Fig. 8) es un diseño de marco; Consta de 1,3,5,7 y revestimiento 4. Para la instalación de la parte de combate, se proporciona la escotilla, reforzada por los paréntesis 6 y 3,5 spangling. Luke con bordes 2 está diseñado para sujetar las almohadillas del conector lateral disruptivo. Para acomodar el equipo y colocar los arneses dentro del compartimiento hay soportes.

Fig.8. Compartimento 2.

1. índice en frente; 2. Borde; 3. Swarthy; 4. revestimiento;

5. Spand; 6. Soporte; 7. espada trasera

El cuerpo del compartimento 3 (Fig. 9) es una estructura de marco soldada de las divisiones 1,3,8,9,13,15,18 y las trimbjetas de 4,11,16. Partes compuestas de la carcasa del compartimiento: el marco de la parte instrumental 28, el tanque de combustible 12 y el dispositivo de admisión de aire (bomba) 27. En los pliegues de 1.3 y 13,15 se instalaron Bohegels 2.14. En el Spline 9 hay un nodo de aparejo (manga) 10.

Los asientos y los lugares de sujeción de las alas se proporcionan en la spline 8. Para acomodar el equipo hay 25.26 paréntesis. El enfoque de los equipos eléctricos y un sistema neumático se lleva a cabo a través de escotillas cerradas con cubiertas 5,6,6,7,17. Para sujetar el carenado en la carcasa, los perfiles 23. En los paréntesis 21.22 se instalan bloques neumáticos. El soporte 20 y la cubierta 24 están diseñados para acomodar las unidades del sistema de combustible. El anillo 19 es necesario para garantizar un acoplamiento de un canal de sellado con un motor de marzo.

Fig .9. Compartimento 3.

1. columna vertebral; 2. BOUGIEL; 3. Swarthy; 4. revestimiento; 5. Cubrir;

6. Cubrir; 7. cubrir; 8. Spand; 9. Spand; 10. Buje;

11. revestimiento; 12. Tanque de combustible; 13. Spand; 14. Bugel;

15. Spand; 16. Revestimiento; 17. cubrir; 18. Spand; 19. Ring; 20. Soporte; 21. Soporte ;; 22. Soporte; 23. Perfil;

24. cubrir; 25. Soporte; 26. Soporte; 27. Piedy;

28. Parte de hardware del compartimiento.

La carcasa del compartimiento es 4 (Fig. 10) es una estructura de marco soldada que consta de 1,5,9 y 2.6 recorte. Para instalar el motor en la Spline 1 y 5 hay superficies y agujeros de siembra.

Fig.10. Compartimento 4.

1. columna vertebral; 2. Pruebas; 3. bordo; 4. cubrir;

5. Spand; 6. revestimiento; 7. BORDADO; 8. cubrir;

9. Spand; 10. Soporte; 11. Soporte.

Para sujetar el volante en la spline 5, se hacen plataformas de aterrizaje y agujeros. Los soportes 10,11 están diseñados para adaptarse al equipo. El enfoque del equipo instalado dentro del compartimiento se proporciona a través de las escotillas con el borde 3.7, cerrado con las cubiertas 4.8.

Caso del compartimiento 5 (Fig. 11) es una estructura de marco soldada de espaclas de potencia 1.3 y sujeción 2.

Para conectar el conector de arnés de motor de arranque, la escotilla se mejora con la borda 4, que se cierra con una tapa 5. Para la instalación de 4 neumadores, los orificios se realizan en la carcasa.

Higo. 11. Compartimiento 5.

1. Spand. 2. Pruebas. 3. Spand. 4. Borde. 5. Cubrir.

En el cuerpo del compartimento 6 (Fig. 12) hay un motor de partida. El cuerpo del compartimiento es tanto la carcasa del motor. La carcasa es una construcción soldada de una cáscara cilíndrica 4, la fila delantera 3 y la parte trasera 5, los fondos 2 y el cuello 1.

Fig.12. Compartimento 6.

1. cuello; 2. Parte inferior; 3. FRENTE DE OWLOCK; 4. refugio;

5. Owlock trasero

El compartimiento 7 (Fig. 13) es un anillo de energía en el que hay asientos para estabilizadores y un bohel. Detrás del compartimiento se cierra con una tapa. En la parte inferior del compartimiento, se realiza un agujero utilizado como un nodo de arranque.

Higo. 13. Compartimiento 7.

Nota. 5.6 y 7 compartimentos están disponibles en cohetes utilizados en complejos ZUR.

2.3. Ala.

El ala (Fig.14) consiste en una parte fija y una parte rotativa 3 conectada por eje 2. En la parte estacionaria, la carcasa 5, frontal 1 y tareas 6 los carenajes conectados a la carcasa de los tornillos 4. La carcasa se coloca. Un mecanismo de colocación de ala neumática. En la parte rotativa hay un mecanismo para la pila del ala en la posición desplegada.

La colocación del ala se lleva a cabo de la siguiente manera: Bajo la acción de la presión del aire suministrada a través del grifo 12, el pistón 7 con un ojo 8 usando el enlace 10 conduce a un movimiento de la parte giratoria. El enlace está conectado al secado y girando parte del ala con los pines 9 y 11.

El aplazamiento de las alas en la posición desplegada se realiza con la ayuda de los pines 14, ahogándose en los orificios cónicos de las mangas 13 bajo la acción de los resortes 17. La exposición de los resortes se transmite a través de los pasadores 15, que se fijan en Mangas de elevación 16.

El rally de la ala se hace al levantar los pasadores de los orificios de los manguitos enrollados en el rodillo 19 de las cuerdas 18, cuyos extremos se fijan en los pasadores. El rodillo de rotación se hace en sentido contrario a las agujas del reloj.

La instalación del ala en el cohete se hace en la superficie de la D y E y el agujero. B. Para sujetar el ala al cohete, se sirven cuatro orificios g debajo de los tornillos.

Fig.14. Ala

1. ForePage del frente; 2. Eje; 3. parte rotativa; 4. Tornillo; 5. Caso; 6. Carnado trasero; 7. Pistón; 8. Persona;

9. PIN; 10. Enlace; 11. PIN; 12. Viajar; 13. Buje;

14. PIN; 15. PIN; 16. Manga; 17. Primavera; 18. Cuerda;

2.4. Volante.

El volante (Fig.15) es un mecanismo que consta de una cuchilla 4, conectada de manera móvil con una cola 5, que se instala en la carcasa 1 en los cojinetes 8. El fortalecimiento del volante pasa a través de la palanca 6 con la bisagra Rodamiento 7. La hoja de la construcción remachada que consiste en los elementos de ajuste y rigidez. Borde trasero de la cuchilla soldada. La cuchilla está pegada al soporte 11, que está conectado por un eje móvil 10 con una cola.

El plegado del volante es el siguiente. Bajo la acción de la presión del aire suministrada a la carcasa a través del accesorio 2, el pistón 13 a través del pendiente 9 conduce al movimiento de la cuchilla, que gira alrededor del eje 10 por 135 grados y se fija en la posición descompuesta del retenedor 12 , que se incluye en el zócalo del cono de vástago y se mantiene en esta posición en esta posición.

Fig .15. Volante.

1. corpus; 2. Ajuste; 3. Tapón; 4. Vacada; 5. Shank; 6. Palanca; 7. rodamiento; 8. Rodamiento; 9. Pendiente; 10. Eje; 11. Soporte; 12. Fijador; 13. Pistón

El plegado del volante se realiza de la siguiente manera: a través del agujero B, el retenedor con una tecla especial se emite desde el orificio cónico y el volante está plegado. En la posición plegada, el volante se mantiene con un tapón de resorte 3.

Para instalar el volante en el cohete en la carcasa hay cuatro orificios en los tornillos del agujero R y los surcos debajo de los pasadores, así como los lugares de aterrizaje con agujeros roscados E para sujetar los carenados.

2.5. Estabilizador.

El estabilizador (Fig.16) consiste en una plataforma 1, base 11 y consola 6. Basado en el orificio debajo del eje alrededor del cual se gira el estabilizador. Consola: construcción remachada, que consiste en sujeción 10, Stringer 8 y finalización 9. La consola a través del pin 5 está conectada a la base.

Fig .16. Estabilizador.

1. Plataforma; 2. Eje; 3. Pendiente; 4. primavera; 5. PIN; 6. Consola;

7. Bucle; 8. Stringer; 9. Poner; 10. Revestimiento; 11. FUNDACIÓN

Los estabilizadores se fijan en el cohete con bisagras y pueden estar en dos posiciones, plegadas y desplegadas.

En la posición plegada, los estabilizadores se encuentran a lo largo de la carcasa de cohetes y se mantienen detrás de las bisagras de las 7 varillas neumáticas instaladas en el compartimento 5. Para llevar a los estabilizadores desde una posición plegada hasta el resorte abierto 4, que está conectado a un extremo. Con un pendiente 3, con bisagras en la plataforma, otros cinco.

Al filmar el aire comprimido desde el sistema neumático, el resistente neumático exime a cada estabilizador, y se instala bajo la acción de un resorte estirado en la posición abierta.

PowerPoint

3.1. Composición.

Dos motores se utilizan como una planta de energía en el cohete: un motor de arranque de combustible sólido (SD) y un motor de dos circuitos de marzo Turbojet (MD).

El compartimiento de cohetes SD - 6, proporciona el inicio y el overclockeando el cohete a la velocidad del vuelo de marcha. Al finalizar el SD, junto con los compartimentos, 5 y 7 están disparando.

El MD se coloca en el compartimiento 4 y sirve para garantizar el vuelo autónomo del cohete y para proporcionar sus sistemas con suministro de energía y aire comprimido. La composición de la central eléctrica también incluye un dispositivo de admisión de aire y un sistema de combustible.

El tipo de túnel picky-Tube, hectado con paredes planas, se encuentra en el compartimiento 3. El Piedy está destinado a la organización del flujo de aire que ingresa a MD.

3.2. Motor de partida.

El motor de arranque está diseñado para comenzar y sobrecargar el cohete en el nivel inicial de la ruta de vuelo y es un solo motor de cohetes de combustible sólido.

Datos técnicos

Longitud, mm ______________________________________________ 550

Diámetro, mm ____________________________________________ 420

Misa, kg ___________________________________________________ 103

Masa de combustible, kg ____________________________________________ 69 ± 2

Presión máxima permitida en la cámara de combustión, MPA ________ 11.5

La tasa de caducidad del gas en el corte de la boquilla, m / s ______________________ 2400

Temperatura de gas en corte de boquilla, a ______________________________ 2180

El SD \u200b\u200bconsiste en una carcasa con una carga de un combustible de cohete sólido (TRT) 15, cubre 4, bloque de boquillas, encendedor 1 y piropatrón 3.

El acoplamiento del SD con compartimentos adyacentes se lleva a cabo utilizando cuñas, para las cuales hay superficies con rodillos de anillo. Para la instalación adecuada de la SD en los Clippers hay surcos longitudinales. En la superficie interna de la parte posterior del clip, el anillo fluye debajo de las noches 21 para su fijación se realiza el bloque de boquillas. Las teclas se insertan a través de las ventanas, que luego se cierran con cultivos 29 y superponentes 30, tornillos sujetados 31.

En el cuello 8 tuerca atornillada 9; Su correcta instalación está provista de un pin 7 presionado en el cuello.

En el interior de la superficie del cuerpo, se aplica un recubrimiento de blindaje de calor 11 y 17, con el que los puños 13 y 18 se sujetan, lo que reduce la tensión a cargo del TRT cuando cambia su temperatura.

Fig.17. Motor de partida.

1. Igniter; 2. Enchufe; 3. piricultura; 4. cubrir;

5. Insertar calefacción; 6. Anillo de sellado; 7. PIN;

8. El cuello; 9. Tuerca; 10. El fondo; 11. Recubrimiento de escudo térmico;

12. PELÍCULA; 13. Puño delantero; 14. Owlock Frente; 15. Cargo por TRT; 16. refugio; 17. Recubrimiento de suministro de calor; 18. Puño trasero; 19. Clip trasero; 20. Anillo de sellado; 21. shponka; 22. cubrir; 23. Disco de protección contra el calor; 24. OBOA; 25. Sellado de anillos; 26. Sabor; 27. Insertar; 28. Membrana;

29. sukha; 30. Puesta; 31. Tornillo.

La carga del TRT está firmemente unida con los puños monobloque, hechos al llenar la masa de combustible en la carcasa. La carga tiene un canal interno de tres diámetros diferentes, que proporciona al quemar combustibles a través del canal y el extremo abierto trasero aproximadamente la superficie constante de la combustión y, en consecuencia, casi constante ansia. Entre el manguito anterior y el recubrimiento de calor, se coloca la película de separación 12.

En la tapa 4 hay: hilo para sujeción de sujeción, un orificio con un hilo para un pirushkatron, un orificio con un hilo para la instalación al probar el sensor de medición de presión en la cámara de combustión, el conducto anular para el anillo de sellado 6, el longitudinal Groove para el PIN 7. Cuando se opera un orificio debajo del sensor de presión cerrado, el inserto de blindaje de calor 5 se fija en la superficie interna de la cubierta. El bloque consiste en una cubierta 22, la cuerda 24, el terminal 26, el forro 27 y la membrana 28.

En la superficie cilíndrica exterior de la cubierta, hay surcos de anillo para el anillo de sellado 20 y la llave 21, en la superficie cilíndrica interior, el disco de escudo de calor 23 está unido desde la parte delantera hasta la tapa 23. El disco de escudo de calor 23 está unido al clip en el clip 24 Hay un hilo y un flujo de anillo debajo del anillo de sellado 25.

El SD \u200b\u200bcomienza a funcionar cuando el Pyropatron de 24 V. se llena con una enfermedad de CC de un voltaje, y enciende el encendedor. La llama del encendedor ilumina la carga de TRT. Al quemar la carga, se forman gases, que se rompen a través del diafragma y, dejando la boquilla a alta velocidad, crean fuerza reactiva. Bajo la acción de la tracción del cohete SD se acelera a la velocidad en la que el MD entra en funcionamiento.

3.3. Marshi Motor

El motor de doble circuito de Turbojet es una aplicación desechable de vista corta, diseñada para crear empuje de chorro en un vuelo autónomo del cohete y para proporcionar sus sistemas de suministro de energía y aire comprimido.

Datos técnicos.

Tiempo de ejecución, C, no más:

En las alturas de 50m ________________________________________________ 6

3500m __________________________________________ 8.

Un motor Turbojet de doble circuito MD incluye un compresor, una cámara de combustión, una turbina, la boquilla, un sistema de cuento de hadas, un sistema de puesta en marcha, alimentación y regulación, equipos eléctricos.

El primer circuito (alta presión) está formado por la parte que fluye del compresor, el tubo de calor de la cámara de combustión y la parte que fluye de la turbina al corte de la carcasa de la boquilla.

El segundo circuito (baja presión) está limitado desde el lado exterior por el cuerpo promedio y la pared exterior del MD, y desde el interior, el separador de flujo, el cuerpo de la cámara de combustión y el cuerpo de la boquilla.

La mezcla de corrientes de aire del primer y segundo circuitos ocurre detrás de la rebanada de la caja de la boquilla.

Fig.18. Marshwall.

1. Maslobacits; 2. Ventilador de ventilador; 3. Ventilador;

4. Ocultar el aparato de la 2ª etapa; 5. TurboGenerator;

6. 2do contorno; 7. Compresor; 8. 1er contorno; 9. Piroster; 10. Combustión de la cámara; 11. Turbina; 12. Boquilla; 13. Generador de gas.

MD se fija en el cohete con el soporte de suspensión a través de las aberturas roscadas de las correas delanteras y traseras de la suspensión. El soporte de suspensión es un elemento de potencia en el que se colocan los agregados y sensores de MD y las comunicaciones que se conectan. En frente del soporte, hay agujeros para sujetarlo en MD y Eyelers para montar MD en el cohete.

En la pared exterior del MD, se proporcionan dos escotillas para la instalación de pirones y una brida de selección de aire para las unidades de dirección. En la vivienda hay un ajuste de la ingesta de aire en el tanque de combustible.

3.3.1. Compresor.

El MD se establece en un solo compresor 7 de ocho etapas axiales, que consiste en un ventilador de dos etapas, una carcasa promedio con un dispositivo para separar el flujo de aire a los contornos primero y segundo y un compresor de alta presión de seis velocidades.

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

Diseño del tambor del ventilador del rotor. Los discos de los pasos primero y segundo están conectados por espaciador y pasadores radiales. El rotor del ventilador y el carenado se fijan en el perno y las tuercas del eje. El par del eje al rotor del ventilador se transmite utilizando una conexión ranurada. Las cuchillas de trabajo del primer y segundo pasos se instalan en las ranuras como "Lastochka TAPA". De los movimientos axiales de las cuchillas se fijan mediante un carenado, un golpe y un anillo de bloqueo. El eje del ventilador tiene un engranaje que sirve según lo accionado por la caja de engranajes de la bomba. El surflaración de la cavidad del aceite del compresor se realiza a través de las cavidades de la transmisión de la transmisión MD.

El cuerpo del ventilador 2 soldado con las hojas en voladizo del aparato oculto de la primera etapa. El aparato de ocultación de la segunda etapa se realiza mediante un nodo separado y consta de dos anillos, en las ranuras de las cuales las cuchillas están deprimidas.

En la parte delantera del cuerpo, hay un bloque de aceite 1. La carcasa del ventilador junto con el reloj de aceite se fija a la brida de la caja central con los pernos.

El caso medio es el principal elemento de potencia de MD. En el caso medio, el flujo de aire que sale del ventilador está dividido por los contornos.

Al caso medio adjunto:

Soporte de colgante MD a Rocket

Bloque de bombeo

Cubierta de soporte medio (rodamiento de bolas)

Turbogenador estator

Cámara de combustión de Corpus.

En la pared exterior de la caja central, se mide un intercambiador de calor de combustible, un filtro de aceite, una válvula de bombeo y un sensor para medir la temperatura del aire mediante un ventilador. Las paredes de la carcasa están conectadas por cuatro bastidores de potencia, dentro de las cuales se realizan los canales para acomodar combustible, aceite y comunicaciones eléctricas.

En el caso medio, se coloca la carcasa del compresor de alta presión con los dispositivos de ocultación de 3 a 7 pasos. En la carcasa del compresor de alta presión, hay orificios para un aire impermeable no regulado desde el primero en el segundo circuito, lo que aumenta las reservas de estabilidad dinámica a gas en pequeñas y medianas frecuencias de rotación del rotor MD.

Rotor de compresor de alta presión, de sangre doble. Con un eje del ventilador y un eje de turbina, el rotor de compresor de alta presión tiene conexiones Spline. Las cuchillas de trabajo se instalan en ranuras de anillo en forma de T Discos del rotor.

3.3.2. La cámara de combustión.

En la cámara de combustión, se produce la energía química del combustible en la termal y el aumento de la temperatura del flujo de gas. En MD instaló una cámara de combustión de anillo 10, que consta de los siguientes nodos principales:

Tubo de calor

Colector de combustible principal

Colector de combustible adicional

Dos piridos con reemplazos de electrospección.

Pirosters.

Diseño soldado de la cámara de combustión de Corpus. Dos filas de cuchillas rodeadas de la octava etapa del compresor están incrustados en su parte delantera. Además, la conmutación del sistema de aceite se soldeza a la carcasa. En la pared exterior de la carcasa hay catorce bridas de sujeción de las boquillas principales del colector, las bridas de dos auge, el ajuste de la presión de la presión del aire detrás del compresor, la fijación de la brida del adaptador a los deleas.

Tubo de cabeza: anillo de diseño soldado. En la pared frontal están soldados catorce remolinos "sin cortar". El colector del combustible principal está hecho de dos mitad. Cada uno está instalado en ocho boquillas.

Para mejorar la calidad de la mezcla y aumentar la confiabilidad del lanzamiento del MD, especialmente con temperaturas ambientales negativas, se instala un colector de combustible adicional con catorce boquillas centrífugas en la tubería de calor.

3.3.3. Turbina

La turbina está diseñada para convertir la energía térmica de la primera corriente de gas de contorno en la energía mecánica de la rotación y la unidad del compresor y las unidades instaladas en MD.

La turbina axial de dos etapas 11 consiste en:

El aparato de la boquilla de la primera etapa.

Aparato Soploval de la segunda etapa.

El rotor de la turbina consta de dos ruedas (el primer y segundo pasos), el espaciador interdiscable de conexión, las ruedas del lanzador y el eje de la turbina.

Ruedas de pasos y turbinas de puesta en marcha con las coronas de las cuchillas de los trabajadores. La boquilla del aparato de primera etapa tiene 38 cuchillas huecas y se fija al cuerpo de la cámara de combustión. El aparato de la boquilla de la segunda etapa tiene 36 hojas. La primera rueda de la etapa se enfría por aire tomado del cuerpo de la cámara de combustión. La cavidad interior del rotor de la turbina y su segunda etapa se enfría con aire tomado de la quinta etapa del compresor.

El soporte del rotor de la turbina es un cambio de rodillo sin un clima interno. En el clip externo hay agujeros para reducir la presión del aceite debajo de los rodillos.

3.3.4. Boquilla.

En la boquilla reactiva 12, hay una mezcla de flujos de aire del primer y segundo contornos. En el anillo interior de la carcasa de la boquilla, las 24 cuchillas para promover el flujo de gas que salen de la turbina de inicio se encuentran en la puesta en marcha, y cuatro errores con tachuelas para sujetar el generador de gas 13. La boquilla tabvergada está formada por el Perfil de la pared exterior MD y la superficie del cuerpo del generador de gas.

3.3.5. Sistema de inicio.

El sistema de arranque, combustible y control realiza la promoción del rotor, el suministro de combustible de dosificación en el arranque, "contra-arranco" y en el modo "máximo" al inicio de la cámara de combustión, se suministra oxígeno a través de la batería de oxígeno. Los Pirosters.

El sistema consta de los siguientes nodos principales:

Generador de gas de combustible sólido

Pirosses con electrochlatos.

Batería de oxígeno

Sistema de combustible de baja presión

Sistema de combustible de alta presión

Regulador integrado del motor (KRD)

La batería de oxígeno proporciona un globo de 115 cc. Masa de reabastecimiento de oxígeno 9.3 - 10.1 g

El generador de gases es combustible sólido (GTT) de una acción desechable está diseñada para promover el rotor MD cuando se inicia. GTT consiste en un generador de gas y elementos de equipo no accidentales: la carga del combustible sólido 7, el encendedor 9 y el escudo eléctrico (EVP)

Un generador de gas no seguro consiste en un cilíndrico, pasando a un cuerpo truncado 10, cubre 4 y piezas de sujeción.

En el caso, hay un orificio roscado para la instalación de la medida de medición de presión en la cámara de combustión del GTT al probar. Cuando se opera, el orificio está cerrado con un tapón 11 y una junta 12. Desde el exterior del cuerpo, se realiza un flujo de anillo debajo del anillo de sellado 5.

En la tapa hay ocho boquillas supersónicas 1, que se encuentran tangenciales al eje longitudinal de GTT. Las boquillas están cerradas con tapones inclusivos que proporcionan la tensión de la GTT y la presión inicial en la cámara de combustión de TGG necesaria para encender la carga del combustible sólido. La cubierta está conectada a la carcasa con la tuerca 6. La cavidad interior de la caja es la cámara de combustión del combustible sólido y el encendedor colocado en ella.

Fig .19. Generador de gas de combustible sólido.

1. Boquilla; 2. Junta; 3. Electroplace; 4. cubrir;

5. Anillo de sellado; 6. Tuerca; 7. Cargue TT; 8. Tuerca;

9. Inflamador; 10. Cuerpo; 11. Enchufe; 12. Junta.

El encendedor se instala en la tuerca 8 atornillado en la parte inferior de la caja. La carga de combustible sólido se coloca en la cámara de combustión entre el sello y el énfasis que lo protege del daño mecánico cuando se dispara.

GTT se activa cuando se aplica el pulso eléctrico a los contactos del escudo eléctrico. La corriente eléctrica calienta los hilos de incandeciendo los puentes de la electro-proteína y enciende las composiciones de encendido. Los malos de la llama se rompen a través del estuche del inflador y encienden el polvo ahumado colocado en ella. La llama del encendedor se establece en la carga de combustible sólido. Los productos de combustión de carga y encendedor destruyen las tapas de las boquillas y fluyen de la cámara de combustión a través de los orificios de la boquilla. Productos de combustión, subiendo las cuchillas del rotor MD, gírelo.

3.3.6. Equipo eléctrico.

El equipo eléctrico está diseñado para administrar el lanzamiento de MD y nutrición de las unidades de cohetes con una corriente constante con su vuelo autónomo.

El equipo eléctrico incluye un turbógeno, sensores y agregados de automatización, unidades de lanzamiento, un termopar y una unidad de electrocomunicación. Los sensores y agregados incluyen automáticamente los sensores de temperatura del aire detrás del ventilador, el sensor de presión de aire detrás del compresor y el sensor de la posición de la aguja de dosificación montados en el dispensador de combustible, el electroimagnet de la válvula de control del dispensador, la válvula de parada electromagnet.

Las unidades de lanzamiento incluyen dispositivos que brindan preparaciones para el lanzamiento y el lanzamiento de MD, así como el lanzamiento de "contador" de MD cuando está borrosa o subió.

Cabeza de radar activa del arnés arg.

4.1. Objetivo

El cabezal de radar activo del Homing (ARGS) está destinado a una guía precisa del cohete H-35 en el objetivo naval en la parte final de la trayectoria.

Al garantizar la solución de esta tarea, los Args se incluyen mediante el comando de un sistema de control de inercial (ISU) cuando el cohete se alcanza un cohete de la trayectoria de destino, detecta fines de salida, la elección del objetivo a afectar, determina La posición de este objetivo en azimut y esquina del lugar, la velocidad angular de la línea de la vista (LV) objetivos para acimut y ángulo de espacio, una distancia del objetivo y la tasa de acercamiento con el objetivo y da estos valores. En la isu. Según las señales de Args, IPA lleva a cabo un cohete a la meta en la trayectoria de destino.

Como objetivo, se puede usar el reflector de destino (CSC) o una fuente de interferencia activa (CIAD).

Args se pueden usar tanto con soltero como cuando el lanzamiento del misil. Número máximo de misiles en Volley - 100 PC.

Args proporciona una operación a temperatura ambiente de menos de 50 ° C a 50 ° C, si hay precipitación y la onda marina a 5-6 puntos y en cualquier momento del día.

Args emite datos al objetivo para guiar el cohete al objetivo al tiempo que reduce el rango al objetivo a 150 m;

Args proporciona un cohete a destacar cuando se expone a interferencias activas y pasivas creadas a partir de las fuerzas de objetivos, envío y aeronave.

4.2. Composición.

Args se encuentra en el compartimento de 1 cohete.

De acuerdo con la base funcional, los args se pueden dividir en:

Dispositivo de transmisión de recepción (PPU);

Complejo informático (VC);

Bloque de fuentes de energía secundarias (VIP).

La composición de la PPU incluye:

Antena;

Amplificador de potencia (mente);

Un amplificador de frecuencia intermedio (UPC);

Forma de señal (FS);

Módulos de referencia y generadores de apoyo;

Faseradores (FV1 y FV2);

Módulos de microondas.

La composición de VK incluye:

Dispositivo de computación digital (TSAW);

Sincronizador;

Unidad de procesamiento de información (batallas);

Nodo de control;

Convertidor de código CCT.

4.3. Principio de operación.

Dependiendo del modo de operación prescrito, las formas de PPU y emite el microondas radiimipulsum de cuatro tipos:

a) pulsos con modulación de frecuencia lineal (LFM) y una frecuencia promedio F0;

b) pulsos con microondas altamente estables en frecuencia y fase (coherentes);

c) Impulsos que consisten en una parte de sondeo coherente y una parte de distracción en la que la frecuencia de las oscilaciones de los cambios de microondas varía según la ley aleatoria o lineal desde el pulso hasta el impulso;

d) Pulsos que consisten en la parte de sondeo en la que la frecuencia del microondas varía según la ley aleatoria o lineal desde el pulso hasta el pulso y la parte que distrae coherente.

La fase de las oscilaciones coherentes de las microondas cuando se enciende el comando apropiado, puede variar según la ley aleatoria del pulso al pulso.

Las formas de PPU son de sondeo de pulsos y se transforman y mejoran previamente los pulsos reflejados. Los argumentos pueden formar pulsos de sonda en la frecuencia tecnológica (frecuencia de pactime - FMW) o en frecuencias de combate (Flit).

Para eliminar la posibilidad de formar pulsos en frecuencias de combate en las pruebas de conducción, trabajos experimentales y académicos en argumentos, se proporciona un interruptor de palanca "C".

Cuando la configuración "MODO B" se establece en la posición ON, los pulsos de sondeo se forman solo a la frecuencia de Flit, y al instalar el demorador en la posición de apagado solo en la frecuencia de FMB.

Además de las pulsos de sondeo, la PPU genera una señal piloto especial utilizada para ajustar la señal de recepción de la PU y la organización del control incorporado.

VK produce una transformación en una forma digital y procesamiento de información de radar (RLI) de acuerdo con los algoritmos correspondientes a los modos y tareas de los Args. Las funciones principales del procesamiento de la información se distribuyen entre batallas y color.

El sincronizador genera señales de sincronización y comandos para controlar los bloques y los nodos de la PPU y brinda las batallas de las señales de servicio que proporcionan información.

Luchas: un dispositivo informático de alta velocidad, procesando RLI de acuerdo con los modos enumerados en la tabla. 4.1, bajo el control del color.

Las peleas llevan a cabo:

Transformación analógica-digital de radley proveniente de la PPU;

Procesamiento digital RHEY;

Emitido a los resultados del procesamiento y recepción desde el proceso de información de control;

Sincronización de PU.

El color está diseñado para el reciclaje de bloques de RENO y control y conjuntos de arcos en todos los modos de operación de los Args. El color resuelve las siguientes tareas:

Realizando algoritmos para la inclusión de los modos de trabajo y control de los args;

Recibir la información inicial y actual de la ISU y el procesamiento de la información adoptada;

Recibir información de las batallas, su procesamiento, así como la transmisión a las batallas de información de control;

La formación de los ángulos calculados para controlar la antena;

Resolviendo problemas de ARU;

Formación y transmisión en el equipo de control y verificación de la ISU y el control y la verificación automatizados (ACP) de la información necesaria.

El nodo de control y el convertidor de código CCT aseguran la formación de los controles de las unidades de accionamiento de las unidades de antena y recibiendo del color y transmitiendo la información del canal angular al color. Desde el color hasta el nudo de control vienen:

Ángulos de posición estimados de antena en azimut y ángulo de espacio (código binario de 11 bits);

Sincronizaciones y gerentes.

Desde el convertidor del código de CT, los ángulos de la posición de la antena del azimut y la esquina del lugar (código binario de 11 bits) provienen de la unidad de control.

Los VIP están diseñados para la fuente de alimentación de bloques y los nodos args y realizan la conversión de voltaje 27 en BS en voltajes constantes

4.4. Relaciones Externas.

Los args se asocian con el circuito eléctrico del cohete con dos conectores U1 y U2.

A través del conector U1 en ARGS, se reciben voltaje de alimentación 27 en BS y 36 v 400 Hz.

A través del conector U2 en Args, los comandos de control se archivan en forma de voltaje 27 V y la información digital se intercambia mediante un código secuencial de dos polares.

El conector U3 está diseñado para controlar. A través de él, el equipo de control "Control" se envía a ARGS, y se emite una señal analógica integral "débil" de la ARSS, información sobre el desempeño de los bloques y los dispositivos de Args en forma de un código de serie bipolar y voltaje de la secundaria. fuente de poder args.

4.5. Fuente de alimentación

Para alimentar argamentos del circuito eléctrico, el cohete viene:

Voltaje permanente BS 27 ± 2.7

Una voltaje de tres fases variable 36 ± 3.6 en una frecuencia de 400 ± 20 Hz.

Corrientes de consumo del sistema de suministro de energía:

En la cadena 27 V, no más de 24.5 a;

De acuerdo con la cadena 36 en 400 Hz, no más de 0.6 a por cada fase.

4.6. Diseño.

El monobloque está hecho de alojamiento de magnesio fundido, en el que se instalan bloques y nodos, y la tapa que está unida a la pared trasera de la caja. En la tapa, los conectores U1 - U3 están instalados, el conector tecnológico "Control", no se usa en la operación, el interruptor de palanca "Modo B" se registra en una posición determinada con una tapa protectora (manga). En frente del monobloque hay una antena. Directamente en la matriz de ranuras de guía de onda de la antena son elementos de la trayectoria de alta frecuencia y los dispositivos de control. El cuerpo del compartimiento 1 se realiza en forma de un diseño de titanio soldado con los spensts.

El cono está hecho de fibra de vidrio transparente de radio cerámica y termina con un anillo de titanio que garantiza el montaje con el cono en el cuerpo del compartimiento 1 utilizando un compuesto de cuña.

Sobre el perímetro de la tapa y el cono, las juntas de goma que aseguran que se instalen el sellado de Args.

Después de la configuración final en la fábrica antes de instalar el monobloque en la carcasa, todas las piezas externas de metal que no tengan un recubrimiento de pintura se desengrasan y se cubren con lubricación.

La creación de sistemas de alta precisión en el objetivo de los cohetes de largo alcance de la tierra de la tierra es uno de los problemas más importantes y complejos en el desarrollo de armas de alta precisión (OMC). Esto se debe principalmente al hecho de que, con otras cosas, siendo iguales, los objetivos de la tierra tienen una relación significativamente menor de "señal / interferencia" en comparación con el mar y el aire, y el lanzamiento y la orientación del cohete se llevan a cabo sin el contacto directo de El operador para.

En complejos de cohetes de alta precisión de lesiones de incendios distantes de la clase de tierra terrestre, implementando el concepto de daños efectivos a los objetivos de tierra mediante partes de combate de equipos ordinarios, independientemente del rango de tiro, para controlar la parte final del sistema de navegación inercial , se completan con los sistemas de auto-navegación, que utilizan el principio de los campos geofísicos del software de navegación de la Tierra. El sistema de navegación inercial, como básico, proporciona una alta inmunidad al ruido y la autonomía de los sistemas complejos. Esto proporciona una serie de ventajas indiscutibles, incluso en el contexto de la mejora continua de los sistemas de defensa de misiles.

Para la complejación de sistemas de control inercial con sistemas de auto-implementación para campos geofísicos de la Tierra, se requiere el sistema especial de soporte de información.

La ideología y los principios del sistema de soporte de información están determinados por las características principales de los objetos de la lesión y los complejos de armamento reales. Funcionalmente soporte de información Los sistemas de misiles de alta precisión incluyen tales componentes básicos, como la obtención y descifrado de información de inteligencia, el desarrollo de la designación de destino, lo que lleva información a los objetivos a las armas de misiles.

Un elemento importante de los sistemas de guía de alta precisión son las cabezas de inicio (GSN). Una de las organizaciones nacionales involucradas en el desarrollo en este campo es el Instituto Central de Investigación de Automatización e Hidráulica (CNIIAG), ubicada en Moscú. Hubo una gran experiencia en el desarrollo de sistemas de lanzamiento de los cohetes de tierra terrestre con los cabezales de los tipos homosexuales y de radar con correlación y procesamiento de señales extremas.

El uso de la correlación y los sistemas de homing extremales mediante campos geofísicos al comparar los valores del campo geofísico medido en vuelo, con la computadora a bordo establecida, su tarjeta de referencia hace posible excluir una serie de errores de control acumulados. Para los sistemas de auto-implementación para la deposición óptica del área, la tarjeta de referencia puede ser una toma de reconocimiento óptico, en la que el objetivo se determina casi sin errores con respecto a los elementos del paisaje circundante. En virtud de esto, GSH, centrándose en los elementos del paisaje, se presenta en el punto especificado, independientemente de lo que sus coordenadas geográficas sean conocidas con la precisión.

El surgimiento de prototipos de correlación óptica y radar y sistemas extremos y su GSN precedió a una gran cantidad de estudios teóricos y experimentales en el campo de la informática, las teorías de reconocimiento de imágenes y procesamiento de imágenes, lo básico del desarrollo de hardware y el software para la corriente. y imágenes de referencia, organización de bancos del entorno objetivo de Phono de varias parcelas superficie del suelo En varios rangos de espectro electromagnético, modelos matemáticos de pruebas de GHN, helicóptero, aeronave y cohetes.

El diseño de una de las opciones para Optical GSN se da en higo. uno .

El GSH óptico proporciona en el reconocimiento de vuelo del sitio del paisaje en el área de su imagen óptica, formada por la lente de refinamiento en la superficie del fotodetector multimelemento MATRIX. Cada elemento del receptor convierte el brillo del área correspondiente a ella en una señal eléctrica que ingresa la entrada del dispositivo de codificación. El código binario formado por este dispositivo se registra en la memoria de la computadora. Aquí se almacena la imagen de referencia del área deseada obtenida por la fotografía y codificada a lo largo del mismo algoritmo. Al acercarse, se escala por escala paso a paso llamando a la memoria de la escala correspondiente de la escala apropiada.

El reconocimiento del área se realiza en la captura y acompañamiento del objetivo. En el modo de mantenimiento general, se usa un método de diversión, basado en algoritmos de la teoría del reconocimiento de imágenes.

El algoritmo GSN óptico proporciona la capacidad de generar señales de control tanto en modo de orientación directa como en el modo de extrapolación de ángulos de orientación. Esto permite no solo aumentar la precisión de la guía del cohete al objetivo, sino también proporcionar extrapolación de las señales de control en caso de un desglose del acompañamiento objetivo. La ventaja del GSN óptico es un modo pasivo de operación, alta resolución, masa pequeña y dimensiones.

Radar GSNS proporciona una alta confiabilidad climática, estacional y paisajística con una reducción significativa en los errores instrumentales del sistema de control y la designación de destino. La apariencia general de una de las variantes del radar GSN se da en higo. 2. .

El principio de acción del Radar GSN se basa en la comparación de correlación del brillo de radar actual del área en el área del objetivo obtenido a bordo del cohete con un radar, con imágenes de referencia, sintetizada por materiales de información preestructivos. . Como se utilizan materiales de información primaria. mapas topográficos, Mapas digitales, vistas aéreas, instantáneas de espacio y catálogo de superficies de dispersión efectivas específicas que caracterizan las propiedades de radar reflectantes de varias superficies y asegurando la traducción de imágenes ópticas en imágenes de radar del área, adecuadas a las imágenes actuales. Las imágenes actuales y de referencia se representan como matrices digitales, y su tratamiento de correlación se realiza en la computadora a bordo de acuerdo con el algoritmo de comparación desarrollado. El objetivo principal de la operación del Radar GSN es determinar las coordenadas de la proyección del centro de masas del cohete de masas con respecto al punto del objetivo en las condiciones de trabajo en el terreno de diversa informatividad, dadas las condiciones meteorológicas, teniendo en cuenta Cuenta los cambios estacionales, la presencia de contraacciones radiotécnicas y el efecto de la dinámica de vuelo de cohetes a la precisión de la imagen actual.

El desarrollo y la mejora adicional de los GSN del óptico y el radar se basan en logros científicos y técnicos en el campo de la informática, equipo de computadora, sistemas de procesamiento de imágenes, en nuevas tecnologías para la creación de GES y sus elementos. Actualmente desarrollado sistemas de homing de alta precisión han absorbido la experiencia acumulada y los principios modernos para crear dichos sistemas. Utilizan procesadores a bordo de alto rendimiento que le permiten implementar un sistema complejo de algoritmos de funcionamiento del sistema a través de la escala en tiempo real.

El siguiente paso en la creación de sistemas precisos y confiables de cohetes de lanzamiento autosuficientes de los cohetes de la Tierra Tierra se ha convertido en el desarrollo de sistemas de corrección multiespectral de rangos visibles, radio, infrarrojos y ultravioletas, combinados con canales de orientación directa a destino. El desarrollo de accesorios directos al objetivo se asocia con dificultades significativas asociadas con las características de los objetivos, las trayectorias de los misiles, las condiciones de su uso, así como el tipo de unidades principales y sus características de combate.

La complejidad del reconocimiento de los objetivos en modo de orientación directa, que determina la complejidad del software y el soporte algorítmico para la guía de alta precisión, llevó a la necesidad de sistemas de inteligencia. Una de sus direcciones debe considerarse implementada en los sistemas de los principios de la inteligencia artificial basada en redes similares a neurópodos.

Los serios éxitos de las ciencias fundamentales y aplicadas en nuestro país, incluso en el campo de la teoría de la información y la teoría de los sistemas con inteligencia artificial, permiten implementar el concepto de crear sistemas de misiles de precisión superal, para objetivos terrestres, asegurando la eficiencia de Trabajando en una amplia gama de condiciones. aplicación de combate. Uno de los últimos desarrollos implementados en esta área es una operativa y táctica. complejo de cohetes "Iskander".

La invención se refiere a técnicas de defensa, en particular, a los sistemas de guía de cohetes. El resultado técnico es aumentar la precisión de los objetivos de acompañamiento y su permiso de acimut, así como un aumento en el rango de detección. El cabezal de radar activo de la cabeza de homing contiene una unidad de antena girostabilizada con una antena de ranura instalada de tipo mono-pulso, un dispositivo de recepción de tres canales, un transmisor, un ADC de tres canales, un procesador de señales programables, un sincronizador, un soporte. Generador y una máquina de computación digital. En el proceso de procesamiento de señales recibidas, se implementa una alta resolución de objetivos de tierra y la alta precisión de determinar sus coordenadas (rango, velocidad y ángulo de lugar y azimut). 1 IL.

La invención se refiere a técnicas de defensa, en particular a los sistemas de guía de cohetes destinados a detectar y mantener los objetivos de la tierra, así como para la formación y emisión de señales de control al sistema de control de cohetes (SUR) para su objetivo en el objetivo.

Los cabezales de radar pasivos de Homing (RGS), como RGS 9B1032E [Folleto de publicidad OJSC AGAT, Aviación Internacional y Salón Espacial "Maks-2005"], cuya desventaja es una clase limitada de objetivos detectables, solo objetivos de emisión de radio.

Los RGSS sexativos y activos son conocidos por detectar y mantener objetivos de aire, por ejemplo, como la sección de incendios [Patente Ru №2253821 de 06.10.2005], cabeza de homing Mono-Pulse Doppler multifuncional (GSN) para RVV AE ROCKET [Botón de publicidad OJSC "Agat", Aviación Internacional y Salón Espacial "Maks-2005"], mejorado GSH 9B-1103M (Diámetro 200 mm), GSH 9B-1103M (Diámetro 350 mm) [Mensajería espacial, No. 4-5, 2001, p. 46-47], las desventajas de las cuales son la presencia obligatoria de una estación de referencia objetivo (para RGS semi-activos) y una clase limitada de objetivos detectables y acompañados, solo objetivos aéreos.

Los RGSS activos son conocidos por detectar y mantener los objetivos de la tierra, como ARGS-35E [Folleto de publicidad Radar-MC OJSC, Aviación Internacional y Salón Espacial "Maks-2005"], Args-14E [Folleto publicitario OJSC "Radar - MAX," MAX -2005 Aviación Internacional y Salón Espacial], [Doppler GSN para Rocket: Aplicación 3-44267 Japón, MKI G01S 7/36, 13/536, 13/56 / Hippo denso Kiki KK Publ. 7.05.91], las desventajas de las cuales son de bajo permiso de los objetivos para coordenadas de ángulo Y, como resultado, baja detección y captura de objetivos, así como una baja precisión de su acompañamiento. Las desventajas enumeradas de los datos GSH se deben al uso de un rango de onda de centímetro que no permite implementarse una antena con un patrón de antena pequeña de antena y bajo nivel de sus pétalos laterales.

También se conoce un radar impulso coherente con mayor resolución sobre las coordenadas de la esquina [Patente de Estados Unidos No. 4903030, MKA G01S 13/72 / Electronigue Serge Dassault. Publ. 20.2.90], que está invitado a usar en el cohete. En este radar, la posición angular del punto en la superficie de la tierra aparece en función de la frecuencia de la doppler de la señal de radio que se refleja. Un grupo de filtros diseñados para resaltar las frecuencias Doppler de señales reflejadas de diferentes puntos en la Tierra se crea mediante el uso de algoritmos de conversión rápida de Fourier. Las coordenadas angulares del punto en la superficie de la Tierra están determinadas por el número de filtro en el que se selecciona la señal de radio, reflejada a partir de este punto. El radar utiliza la síntesis de la abertura de la antena con enfoque. La compensación de la convergencia del cohete con la meta seleccionada durante el marco del marco se garantiza controlando la puerta del rango.

La desventaja del radar considerado es su complejidad debido a la complejidad de garantizar el cambio síncrono en las frecuencias de varios generadores para implementar cambios del pulso al pulso del pulso de las oscilaciones radiadas.

De las soluciones técnicas conocidas, el más cercano (prototipo) es el RHS en la patente de EE.UU. No. 4665401, MKA G01S 13/72 / SPERRI Corp., 12.05.87. RGS, operando en la gama de ondas milimétricas, ejerce la búsqueda y el mantenimiento de los objetivos de la tierra en las coordenadas de la esquina. La distinción del rango de rango de rango en el RGS se realiza debido al uso de varios filtros de frecuencia intermedios de banda estrecha, proporcionando una proporción suficientemente buena de ruido de señal en la salida del receptor. La búsqueda de una gama de rangos se realiza utilizando un rango de un generador de gama generando una señal con una frecuencia cambiante linealmente para modular la señal de frecuencia portadora. El objetivo de búsqueda de azimut se realiza al escanear la antena en el plano azimutal. La calculadora especializada utilizada en el RGS selecciona el elemento del permiso del rango en el que se encuentra el objetivo, así como rastrear el rango de coordenadas de rango y esquina. La estabilización de la antena es indicadora, ejecutada en las señales eliminadas de los sensores de tono, rollo y cohete, así como en las señales eliminadas del ángulo del ángulo, azimut y la velocidad de la antena.

La desventaja del prototipo es la baja precisión de los propósitos acompañantes debido a niveles altos Pétalos de antena lateral y estabilización de la antena pobre. La falta de un prototipo también se puede atribuir a una baja resolución de los objetivos de azimut y una distancia pequeña (hasta 1,2 km) de su detección, debido al uso del método de homodificación para la construcción de una trayectoria de transmisión de recepción en los rgs.

El objetivo de la invención es aumentar la precisión de los objetivos y su permiso de acimut, así como un aumento en el rango de detección de objetivos.

La tarea se logra mediante el hecho de que en los RGS que contienen un interruptor de antena (AP), el sensor de posición angular de la antena en el plano horizontal (DUKA GP), conectado mecánicamente al eje de rotación de la antena en el plano horizontal, y el Sensor de posición angular de la antena en el plano vertical (DUKA VP), conectado mecánicamente al eje de rotación de la antena en el plano vertical, introducido:

Una rejilla de antena de ranura (SQUAR) de un tipo monoimulso, fijado mecánicamente en el giroplato del accionamiento girostabilizado entrado de la antena y que consiste en un convertidor analógico-digital del plano horizontal (ADC GP), convertidor analógico a digital de la vertical Plano (ADC VP), un convertidor digital de analógico del plano horizontal (DAC GP), convertidor digital a analítico del plano vertical (DACP VP), motor de precesión del motor del plano horizontal (DPG GP), el motor de precesión de la precesión del plano vertical (DPG VP) y MICROCVM;

Dispositivo receptor de tres canales (PRMA);

Transmisor;

ADC de tres canales;

Procesador de señales programables (PPP);

Sincronizador;

Generador de soporte (OG);

Máquina informática digital (TSM);

Cuatro carreteras digitales (cm) que proporcionan enlaces funcionales entre PPP, CVM, un sincronizador y microcronizador, así como PPS, con equipo de control e inspección (KPA), TSMM, con KPA y dispositivos externos.

El dibujo muestra el esquema estructural de los RGS, donde se indica:

1 - rejilla de antena de ranura (SQUAR);

2 - Circulador;

3 - Dispositivo receptor (PRMA);

4 - Convertidor analógico a digital (ADC);

5 - Procesador de señales programables (PPP);

6 - Accionamiento de antena (PA), combinando funcionalmente Duka GP, Duce VP, ADC GP, ADC VP, GP DPG, VP DPG, GP DPG, VP DPG y Microcmills;

7 - Transmisor (PRD);

8 - Generador de soporte (OG);

9 - Máquina de computación digital (CVM);

10 - Sincronizador,

Cm 1 cm 2, cm 3 y cm 4 - la primera, segunda, tercera y cuarta carreteras digitales, respectivamente.

Las líneas punteadas de dibujo reflejan las conexiones mecánicas.

La rejilla de la antena de la mano 1 es una falsificación típica de un tipo monoimpulso, que se usa actualmente en muchas estaciones de radar (RLS), como "Spear", "Beetle" Desarrollo de OJSC Corporation Phazotron - Nir [Folleto publicitario de OJSC "Corporation" Phazotron - NIR ", Aviación Internacional y Salón Espacial" Maks-2005 "]. En comparación con otros tipos de antenas de Schar, proporciona un nivel más bajo de pétalos laterales. El SQUAR 1 se describe para el diagrama de transmisión (DN) de un tipo de aguja, y en la recepción, tres días: total y dos diferencias en planos horizontales y verticales. Shar 1 se fija mecánicamente en el giroplatforme de la unidad girostabilizada de la antena PA 6, que garantiza los elementos casi perfectos de las oscilaciones de la carcasa de cohetes.

Shar 1 tiene tres salidas:

1) El total σ, que es simultáneamente la entrada del Schar;

2) la diferencia del plano horizontal δ r;

3) La diferencia del plano vertical δ en.

Circulator 2: un dispositivo típico que se usa actualmente en muchos radares y RGSS, por ejemplo, descrito en la Patente RU 2260195 de fecha 11 de febrero de 2004. El Circulator 2 proporciona la transmisión de la señal de radio del PRP 7 a la interrupción total de la entrada de THAR 1 y la señal de radio recibida de la entrada total -new SCHAR 1 a la entrada del tercer canal PRM 3.

El dispositivo receptor 3 es un dispositivo receptor de tres canales típico, aplicado actualmente en muchos RGS y RL, por ejemplo, descrito en la monografía [ Bases teóricas Radar. / Ed. Ya.D. Shirman - M.: OV. Radio, 1970, pp.127-131]. El ancho de banda de cada uno de los canales PRM idénticos está optimizado para la recepción y la conversión a la frecuencia intermedia de un solo pulso de radio rectangular. PRMA 3 En cada uno de los tres canales proporciona amplificación, filtrando del ruido y se convierte en la frecuencia intermedia de las señales de radio que ingresan a la entrada de cada uno de los canales mencionados. Como se requieren las señales de referencia al realizar transformaciones sobre las señales de radio recibidas en cada uno de los canales, se utilizan señales de alta frecuencia provenientes de OG 8. La apertura de PRM 3 se realiza mediante la sincronización de la señal del sincronizador 10.

PRMA 3 tiene 5 entradas: la primera, que es la entrada del primer canal PRMA, está diseñada para la entrada de la señal de radio adoptada por Shar 1 a lo largo del canal de diferencia del plano horizontal Δ R; El segundo, que es la entrada del segundo canal PFM, está diseñada para la entrada de la señal de radio adoptada por EHAR 1 a través del canal de diferencia del plano vertical δ en; El tercero, que es la entrada del tercer canal PF canal, está destinado a la entrada de la señal de radio adoptada por Shar 1 en el canal total σ; 4º - para la entrada de la sincronización 10 de las señales de sincronización; 5º - para ingresar a las 8 señales de alta frecuencia de soporte.

PRMA 3 tiene 3 salidas: 1º - para la salida de señales de radio reforzadas en el primer canal; 2do - para emitir señales de radio reforzadas en el segundo canal; 3RD - para emitir señales de radio reforzadas en el tercer canal.

El convertidor analógico a digital 4 es un ADC típico de tres canales, como ADP ADP7582 por los desviados analógicos. ADC 4 se convierte en las señales de radio de frecuencia intermedia de PRMA 3 en forma digital. El momento del inicio de la transformación está determinado por los pulsos de tacto provenientes de la sincronización 10. La señal de salida de cada uno de los canales ADC 4 es una señal de radio digitalizada que llega a su entrada.

El procesador de señales programable 5 es un CMM típico que se usa en cualquier RGS o radar moderno y optimizado para el procesamiento principal de las señales de radio recibidas. PPS 5 proporciona:

Utilizando la primera comunicación de la carretera digital (cm 1) con el TSM 9;

Con la ayuda de la segunda comunicación de la carretera digital (cm 2) con el KPA;

La implementación del software funcional (FPS de PPS) que contiene todas las constantes necesarias y garantiza el siguiente procesamiento de señales de radio en PPP 5: procesamiento de cuadratura de señales de radio digitalizadas que ingresan a sus entradas; acumulación coherente de estas señales de radio; multiplicando las señales de radio acumuladas en la función de soporte, que toma en cuenta la forma de la antena; Realización del resultado de la multiplicación del procedimiento de transformación rápida de Fourier (BPF).

Notas.

Los requisitos especiales no están sujetos a PPS FPS: solo se puede adaptar al sistema operativo utilizado en PPS 5.

Cualquiera de las autopistas digitales conocidas se puede utilizar como CM 1 y CM 2, como la carretera digital MPI (GOST 26765.51-86) o MKIM (GOST 26765.52-87).

Los algoritmos de los tratamientos mencionados anteriormente se conocen y se describen en la literatura, por ejemplo, en la monografía [Merkulov V.I., Kranashenkov A.I., Perov A., Drogalin V.V. et al. Evaluación del rango y la velocidad en los sistemas de radar. Parte 1. / Ed. A.i. Kanashkova y V.I. Merkulova - M.: Ingeniería de radio, 2004, P.162-166, 251-254], Patente de EE.UU. 5014064, Cl. G01S 13/00, 342-152, 07/05/1991 y Patente de la Federación Rusa №2258939, 20.08.2005.

Los resultados de los tratamientos anteriores en forma de matrices de tres amplitudes (MA) (MA), formadas a partir de señales de radio, respectivamente, aceptadas por el canal de diferencia del plano horizontal - MA ΔG, el canal de diferencia del plano vertical - MA ΔB y el canal total - MA σ, PPS 5 escribe en la mayor parte del cm uno. Cada uno de los MA es una tabla llena de los valores de las amplitudes de señales de radio reflejadas a partir de diferentes secciones de la superficie de la Tierra.

Matrices MA ΔG, MA ΔB y MA Σ son datos de salida de PPS 5.

El accionamiento de la antena 6 es un girostabilizado típico (con la estabilización de potencia de la antena), el impulso se usa actualmente en muchos RGS, por ejemplo, en RGS Rockets X-25MA [Karpenko A.V., Ganin S.M. Cohetes tácticos de aviación doméstica. - C-n.: 2000, p.3334]. Proporciona (en comparación con las unidades electromecánicas e hidráulicas que implementan la estabilización del indicador de la antena) la erosión de la antena casi perfecta de la carcasa de cohete [Merkulov V.I., Drogalin V.V., Kranashenkov A.I. y otros. Sistemas de aviación de control de radio. T.2. Radio de sistemas electrónicos de inicio. / Debajo. ed. A.i. kanashkova y v.i. Merkulova. - M.: Ingeniería de radio, 2003, p.216]. PA 6 garantiza la rotación de Schar 1 en planos horizontales y verticales y su estabilización en el espacio.

Duce GP, DUPE VP, ADC GP, ADC VP, DSA GP, DAC VP, DPG GP, DPG EP, funcionalmente parte de PA 6, son ampliamente conocidos y se utilizan actualmente en muchos RGS y RLS. El microcmise es un TSM típico, implementado en uno de los microprocesadores conocidos, como el microprocesador MIL-STD-1553, el desarrollo de la compañía electrónica de Elkus JSC. La microcmise a través de la carretera digital del CM 1 está asociada con el TSM 9. La carretera digital CM 1 también se usa para introducirse en el microcvm del software funcional de la unidad de la antena (FPO PA).

Los requisitos especiales no se presentan a la PA de la FPO: solo debe adaptarse al sistema operativo utilizado en el microcvm.

Los datos de entrada de PA 6, entrantes en CM 1 de la TSME 9, son: número N P de la operación de la Operación PA y los valores de los parámetros de desajuste en el δφ horizontal y vertical Δφ en los planos. Los datos de entrada enumerados están inscritos en PA 6 cada vez que el intercambio con TSM 9.

PA 6 funciona en dos modos: "Arración" y "estabilización".

En el modo "Arrity", definido por el color 9, el número correspondiente del régimen, por ejemplo, N P \u003d 1, la microcmerca en cada reloj de trabajo lee desde el ADC de GP y el ADP VP transformado por ellos en la forma digital de los ángulos de posición de la antena, que vienen a ellos, respectivamente con el GP y DUPA VP. El valor de ángulo de la antena es una posición de antena en el plano horizontal de los problemas de microcvm en el HP DAC, que lo convierte en la tensión de CC proporcional al valor de este ángulo, y lo suministra al DPG GP. DPG GP comienza a girar el giroscopio, cambiando esta posición angular de la antena en el plano horizontal. El valor de la antena φ de la posición de la antena en el plano vertical del microcvm en el VP DAC, que lo transforma en el voltaje de CC proporcional al valor de este ángulo, y suministra a la VP PPG. DPG VP comienza a girar el giroscopio, cambiando esta posición angular de la antena en el plano vertical. Por lo tanto, en el modo "ARRERACIÓN", PA 6 proporciona la coaxial con el eje de construcción del cohete la posición de la antena.

En el modo "estabilización" definido por el TSM 9, el número de número correspondiente, por ejemplo, N P \u003d 2, la microcmise en cada reloj de trabajo se lee desde el búfer de los valores CM 1 de los parámetros de desajuste en el horizontal Δφ g y vertical Δφ en los planos. El valor del parámetro del desajuste Δφ g en el plano horizontal de los problemas de microcvm en el HP DAC. DAC GP El valor de este parámetro de desajuste se convierte en un voltaje de CC proporcional al valor del parámetro de desajuste y suministra el GP DPG. DPG GP cambia el ángulo de la precesión del giroscopio, ajustándose a esta posición angular de la antena en el plano horizontal. El valor del parámetro de desajuste Δφ en el plano vertical de los problemas de microcvm en el VP DAC. El DAC El valor de este parámetro de desajuste se convierte en un voltaje de CC proporcional al valor del parámetro de desajuste y lo envía al VP PPG. DPG VP cambia el ángulo de precesión de un giroscopio, ajustándose a esta posición angular de la antena en el plano vertical. Por lo tanto, en el modo "estabilización", PA 6 en cada tacto de trabajo garantiza la desviación de la antena a los ángulos iguales a los valores de los parámetros de desajuste en el δφ horizontal y vertical Δφ en los planos.

El aislamiento SQUAR 1 de las oscilaciones de la carcasa de cohete PA 6 proporciona debido a las propiedades del Gyro para mantener la posición espacial de sus ejes sin cambios en la evolución de la base en la que se fija.

La salida de PA 6 es un CM, en el tampón del cual el microcmise en cada reloj de trabajo registra códigos digitales de la posición angular de la antena en la Horizontal φ AG y vertical φ de aviones AV, que genera desde una forma digital con Un GP ADC y ADC VI valores de los ángulos de posición de la antena tomados del GP y DUPA VP.

El transmisor 7 es un PRD típico, que se usa actualmente en muchos radar, por ejemplo, descrito en la Patente RU 2260195 del 11.03.2004. PRP 7 está diseñado para formar pulsos de radio rectangulares. El período de repetición del pulso de radio generado por el transmisor se establece para sincronizar pulsos de la sincronización 10. Como un generador de transmisor 7 que especifica el generador de soporte 8.

El generador de soporte 8 es un heterodino típico utilizado en prácticamente cualquier RGS o radar activo, que proporciona la generación de señales de referencia de una frecuencia dada.

La máquina de computación digital 9 es un TSMM típico que se usa en cualquier RGS o radar moderno y optimizado para resolver las tareas de procesamiento secundario de señales de radio y equipos de control recibidos. Un ejemplo de tal color puede servir como el BAGAG-83, la producción de NII RAS KB CORUNDUM. TSM 9:

De acuerdo con el CM 1 mencionado anteriormente, al transferir los comandos correspondientes, proporciona el control de PPP 5, PA 6 y un sincronizador 10;

De acuerdo con la tercera carretera digital (CM 3), que utiliza la carretera digital MKIO, a través de la transmisión del KPA de los comandos y características correspondientes proporciona una autoprueba;

En cm 3, toma un software funcional del CPA (FPO TSM) y lo recuerda;

En la cuarta carretera digital (CM 4), que utiliza la carretera digital MKIO, proporciona comunicación con dispositivos externos;

Implementación de la FPO TSM.

Notas.

Los requisitos especiales no se presentan a la FPO, solo debe adaptarse al sistema operativo utilizado en el CVM 9. Cualquiera de las autopistas digitales conocidas se pueden usar como CM 3 y CM 4, por ejemplo, una autopista DIGITAL MPU (GOST 26765.51- 86) o MKIO (GOST 26765.52-87).

La implementación del FPO TSM permite que el TSM 9 realice lo siguiente:

1. De acuerdo con las designaciones de destino obtenidas de los dispositivos externos: la posición angular del objetivo en el φ horizontal de la CGSU y la vertical φ de los planos, el rango de DCU al objetivo y la tasa de convergencia del cohete V Para calcular el período de repetición de los pulsos de la sonda.

Los algoritmos para calcular el período de repetición de los pulsos de la sonda son ampliamente conocidos, por ejemplo, se describen en las monografías [Merkulov V.I., Kranashenkov A.i., Perov A., Drooglin V.V. et al. Evaluación del rango y la velocidad en los sistemas de radar. 4.1. / Ed. A.i. kanashkova y v.i. Merkulova - M.: Ingeniería de radio, 2004, P.263-269].

2. Sobre cada uno de los MA ΔG, MA ΔV y MA Σ transmitidos al TSM 6 de acuerdo con CM 1, realice el siguiente procedimiento: para comparar los valores de las amplitudes de las señales de radio grabadas en las celdas listadas, con El valor del umbral y, si el valor de la amplitud de la señal de radio en la celda, el valor del umbral, luego en esta celda, escriba una unidad, de lo contrario cero. Como resultado de este procedimiento, la matriz de detección correspondiente (MO) genera la matriz de detección correspondiente (MO) - MO ΔG, MO ΔB y MO σ en las celdas de las cuales se registran ceros o unidades, y la unidad señala la presencia de Un objetivo en esta celda, y cero, sobre su ausencia.

3. De acuerdo con las coordenadas de las células de las matrices de detección de MO ΔG, MO ΔB y MO σ, en las que se fija el propósito del propósito, calcule la eliminación de cada uno de los propósitos detectados desde el centro (es decir, de la central célula) de la matriz correspondiente, y la comparación de estas eliminaciones para determinar el objetivo más cercano al centro de la matriz correspondiente. Las coordenadas de este objetivo de la TSRM 9 se recuerdan: Número de detección de matriz N STBD MO Σ determinando la eliminación del objetivo del centro MO Σ por rango; Números de fila N STL MO Σ Matriz de detección, que determina la eliminación del objetivo del centro de MO σ por la tasa de enfoque del cohete para el propósito; Números N STBG Matriz Matriz de detección ΔG, determinando la eliminación del objetivo desde el centro de MO ΔG en la esquina en el plano horizontal; Números de fila N Start Matrix Detection MO ΔB, que determina la eliminación del objetivo desde el centro de MO ΔB en la esquina en el plano vertical.

4. Uso de los números de columna de NCBD almacenados y cadenas n cadenas de la matriz de detección MO Σ por fórmulas:

(DONDE D CMO, V CMO: las coordenadas del centro de la matriz de detección de MO σ de la MO σ: ΔD y ΔD - constantes que especifican el desplazamiento de la matriz de detección de MO σ de la detección de MO Σ y la dialización del MO Σ Matriz de detección de la velocidad de MO σ, respectivamente), calcule los valores del rango antes y la velocidad del acercamiento V sábado con la meta.

5. Uso del número almacenado de la matriz de configuración N STBG de la matriz de detección ΔG y la cadena N de la matriz de detección de MO MO ΔB, así como los valores de la posición angular de la antena en la Horizontal φ AG y Vertical φ de Avones AV, según Fórmulas:

(donde Δφ stbg y δφ str es una constante que define la columna discreta de la matriz de detección de la MO ΔG en la esquina en el plano horizontal y el discreto de la matriz de detección de la detección de la MOB ΔV en la esquina en el plano vertical, respectivamente), calcule los valores de las perlas del objetivo en el φ horizontal de CG y planos verticales Δφ.

6. Calcule los valores de los parámetros de desajuste en la horizontal Δφ g y vertical δφ en los planos por fórmulas

ya sea por fórmulas

donde φ CGSU, φ el TSIT: los valores de los ángulos de posición del objetivo en los planos horizontales y verticales, respectivamente, obtenidos de dispositivos externos como designación objetivo; φ TSG y φ CV - calculados en los valores TSM 9 de campanas de objetivos en planos horizontales y verticales, respectivamente; φ AG y φ AV: los valores de los ángulos de posición de la antena en planos horizontales y verticales, respectivamente.

El sincronizador 10 es la sincronización habitual actualmente utilizada en muchos RL, por ejemplo, descrita en la aplicación de la invención de la RU 2004108814 de fecha 24 de marzo de 2004 o en la Patente RU 2260195 de fecha 11 de marzo de 2004. El sincronizador 10 está diseñado para formar una sincronización de diversas duración y frecuencia de repetición que aseguran la operación síncrona de los RGS. La comunicación con el sincronizador TSM 9 10 realiza en CM 1.

El dispositivo declarado funciona de la siguiente manera.

En la Tierra, la autopista digital CM 2 en PPP 5 es introducida por FPO PPS, que se registra en su dispositivo de almacenamiento (memoria).

En la Tierra desde el KPA, de acuerdo con la carretera digital, el TSM de FPO introduce el CM 3 en el TSM 9, que está escrito en su memoria.

En la Tierra desde el KPA en la carretera digital del CM 3 a través del TSVM 9, el microcvm FPO introduce el microcvm, que se registra en su memoria.

Notamos que el MICROCVM y FPO FPO de la FPO, la FPO, la Microcumisa FPO y FPO contienen programas que les permiten implementarse en cada una de las computadoras enumeradas todas las tareas anteriores, mientras que su composición incluye los valores de todos los Constantes necesarios al calcular y las operaciones lógicas.

Después de suministrar la alimentación, el TSM 9, PPP 5 y la microcmerca de la unidad de antena 6 comienzan a implementar su FPO, mientras realizan lo siguiente.

1. CMM 9 Transmite una línea digital de CM 1 al microcvm del modo N P correspondiente a la transferencia de PA 6 al modo "Arración".

2. Microcvm, adoptando el número n P Modo "La irrorración", lee con el ADC GP y el ADP VP transformado por ellos a la forma digital de los ángulos de las posiciones de la antena que los ingresan, respectivamente con el GP y el VP DUKA. El valor de ángulo de la antena es una posición de antena en el plano horizontal de los problemas de microcvm en el HP DAC, que lo convierte en la tensión de CC proporcional al valor de este ángulo, y lo suministra al DPG GP. DPG GP gira un giroscopio cambiando esta posición angular de la antena en el plano horizontal. El valor de la antena φ de la posición de la antena en el plano vertical del microcvm en el VP DAC, que lo transforma en el voltaje de CC proporcional al valor de este ángulo, y suministra a la VP PPG. DPG VP gira un giroscopio, cambiando esta posición angular de la antena en el plano vertical. Además, los valores de Microcvm de los ángulos de posición de la antena en el φ H horizontal y el φ vertical de los aviones AV registran en el tampón de la carretera digital CM 1.

3. TSM 9 Lee desde la línea digital de búfer de CM 4 suministrada desde dispositivos externos la siguiente designación de destino: los valores de la posición angular del objetivo en la horizontal φ del CGSU y la vertical φ de los planos, los valores. De la gama de DCU al objetivo, la velocidad de traer el cohete V al cohete y analiza su análisis.

Si todos los datos anteriores son cero, el TSM 9 realiza las acciones descritas en el párrafo 1 y 3, y la microcmise realiza las acciones descritas en el párrafo 2.

Si los datos mencionados anteriormente son distintos, entonces el TSM 9 lee desde el búfer de la línea digital del CM 1, los valores de la posición angular de la antena en la vertical φ de AV y la horizontal φ de la AG Los aviones y de acuerdo con las fórmulas (5) calculan los valores de los parámetros de desajuste en la horizontal Δφ g y la vertical Δφ en los planos que libros en el buffer Digital Highway CM 1. Además, el TSM 9 en el búfer de la carretera digital, el CM 1 registra el número N P, correspondiente al régimen de "estabilización".

4. Microcvm, refiriéndose a la carretera digital del CM 1, el modo número N P "estabilización" del búfer, realiza lo siguiente:

Lee desde el búfer de la carretera digital de los valores CM 1 de los parámetros de desajuste en la horizontal Δφ g y vertical Δφ en los planos;

El valor del parámetro de moldeo Δφ r en los problemas del plano horizontal en el HP DAC, lo que lo convierte a la tensión de CC proporcional al valor del parámetro de desajuste obtenido y lo suministra al DPG del GP; DPG GP comienza a girar el giroscopio cambiando esta posición angular de la antena en el plano horizontal;

El valor del parámetro de desajuste Δφ en los problemas del plano vertical en el DACP AP, que lo transforma en el voltaje de CC proporcional al valor del parámetro de desajuste obtenido y lo suministra al VP DPG; DPG VP comienza a girar el giroscopio, cambiando esta posición de ángulo de la antena en el plano vertical;

lee con el ADC GP y ADC VI transformados por ellos en la forma digital de los ángulos de la posición de la antena en la Horizontal φ AG y vertical φ de aviones AV, que vienen sobre ellos, respectivamente, con el GP DUP y DUPA VP, que registra la mayor parte del tampón CM 1.

5. TSM 9 utilizando la designación de destino, de acuerdo con los algoritmos descritos en [Merkulov V.I., Kranashenkov A.I., Perov A., Drooglin V.V. et al. Evaluación del rango y la velocidad en los sistemas de radar. Parte 1. / Ed. AI Kanashchenkova y VI Merkulova - M.: Ingeniería de radio, 2004, P.263-269], calcula el período de repetición de los pulsos de la sonda y, en relación con los pulsos de la sonda, forma los códigos de intervalo temporales que determinan los momentos de apertura de PRM 3 y el Inicio del trabajo OG 8 y ADC 4.

Los códigos de la repetición de los pulsos de la sonda y los intervalos de tiempo que determinan los momentos de la apertura de PRM 3 y el inicio del trabajo de OG 8 y ADC 4, TSM 9 en la carretera digital del CM 1 se transmite a un sincronizador 10.

6. El sincronizador 10 sobre la base de los códigos e intervalos mencionados anteriormente forma los siguientes pulsos de sincronización: PRD LANZAMIENTO PULSES, PULSOS DE CIERRE DEL RECEPTOR, pulsos de escape de tacto, pulsos de táctiles de ADC, pulsos de procesamiento de señales de inicio. Los pulsos de inicio de PRD de la primera salida sincronizadora 10 se transfieren a la primera entrada PDP 7. Los pulsos de cierre del receptor de la segunda salida del sincronizador 10 Ir a la cuarta entrada de PRMA 3. Los pulsos de escape de tickets provienen de la tercera salida de El sincronizador 10 a la salida de OG 8. Pulsos de ticketing de la ADC del cuarto rendimiento El sincronizador 10 va a la cuarta entrada ADC 4. Los pulsos del procesamiento de inicio de las señales de la quinta salida del sincronizador 10 van al cuarto Entrada de PPP 5.

7. OG 8, habiendo recibido un pulso de tacto, restablece la fase de la señal de alta frecuencia generada por ella y la entrega a través de su primera salida en PRP 7 y a través de su segunda salida a la quinta entrada PRM 3.

8. PRP 7, que ha recibido un pulso de lanzamiento de PRP utilizando una señal de alta frecuencia del generador de referencia 8, genera un potente pulso de radio, que de su salida ingresa la entrada de 2 y, más a la entrada total de Shar 1, lo que lo emite en el espacio.

9. Shar 1 toma señales de radio reflejadas a partir de la Tierra y los objetivos y con su total σ, la diferencia, el plano horizontal δ g y la diferencia, el plano vertical δ en las salidas, los da, respectivamente, a la salida-salida del AP 2, a la entrada del primer canal PRM 3 y la segunda entrada del canal PRMA 3. La señal de radio llegó al AP 2 se transmite a la entrada del tercer canal PRM 3.

10. PRMA 3 mejora cada una de las señales de radio mencionadas anteriormente, filtra del ruido y, utilizando señales de radio de referencia entrantes, las convierte a una frecuencia intermedia, y la ganancia de señales de radio y su conversión a la frecuencia intermedia que solo en esos intervalos de tiempo. cuando faltan los impulsos. Cierre del receptor.

Las señales de radio mencionadas de las salidas de los canales apropiados de PRM 3 se transforman en la frecuencia intermedia, respectivamente, a las entradas de los canales primero, segundo y tercero del ADC 4.

11. ADC 4, al ingresar a su cuarta entrada de un sincronizador 10 pulsos de tacto, la frecuencia de la repetición es dos veces mayor que la frecuencia de las transmisiones de radio de señales de radio, los cuantificadores del tiempo y el nivel de sus canales que ingresan Las entradas de sus canales, formándola en las salidas del primero, el segundo y tercer canal mencionado anteriormente las señales de radio son de forma digital.

Observamos que la frecuencia de repetición de los pulsos de tacto se elige dos veces más larga que 4 señales de radio entrantes a las ADC para implementar 5 procesamiento de cuadratura de señales de radio recibidas en PPP.

A partir de las salidas ADC apropiadas 4, las señales de radio mencionadas anteriormente se aplican digitalmente de acuerdo con la primera, la segunda y la tercera entrada PPP 5.

12. PPS 5, al ingresar su cuarta entrada desde un sincronizador 10 del pulso del inicio del procesamiento de la señal, sobre cada una de las señales de radio mencionadas anteriormente de acuerdo con los algoritmos descritos en la monografía [Merkulov VI, Kranashenkov AI, PEROV Ai, drogalin v.v. et al. Evaluación del rango y la velocidad en los sistemas de radar. Parte 1. / Ed. A.i. kanashkova y v.i.mkulova - M.: Ingeniería de radio, 2004, p. 162-166, 251-254], Patente de EE. UU. No. 5014064, Cl. G01S 13/00, 342-152, 07/07/1991 y Patente de la Federación Rusa №2258939, 20.08.2005, lleva a cabo un procesamiento de cuadratura sobre señales de radio recibidas, eliminando la dependencia de las amplitudes de las señales de radio recibidas del azar Fases iniciales de estas señales de radio; acumulación coherente de señales de radio recibidas, asegurando esta relación señal-ruido; La multiplicación de señales de radio acumuladas en la función de soporte, que toma en cuenta la forma de la antena, eliminando el efecto en las amplitudes de las señales de radio de la forma de la antena, incluida la influencia de sus lóbulos laterales; Realización del resultado de la multiplicación del procedimiento DFF, lo que garantiza este aumento en la resolución de los RGS en el plano horizontal.

Los resultados de los tratamientos anteriores de PPP 5 en forma de matrices Amplitudes - MA ΔH, MA ΔB y MA Σ - escribe al tampón de la carretera digital CM 1. Una vez más, notamos que cada uno de los MA es una tabla llena de las amplitudes de las señales de radio reflejadas desde diferentes secciones de las señales de radio, mientras que:

La matriz AMPLITUDES MA Σ, formada por señales de radio adoptadas por el canal total, de hecho, es una imagen de radar de la sección de la superficie del suelo en las coordenadas "Distancia × Frecuencia Doppler", cuyas dimensiones son proporcionales al ancho de la antena , el ángulo de inclinación del día y el rango a la tierra. La amplitud de la señal de radio registrada en el centro de la matriz de amplitudes por la coordenada "RANGO" corresponde al sitio de la superficie de la Tierra desde las RGS en la eliminación de D TSMA \u003d D CSU, donde D CMA es una distancia al centro de La matriz de amplitudes, DCU - el rango de objetivo. La amplitud de la señal de radio, registrada en el centro de la matriz de amplitudes por la coordenada "Doppler Frecuencia", corresponde a la parte de la superficie de la Tierra, acercando a los RGS a la velocidad de V a la escena, es decir, V MCA \u003d V a una escena, donde V CMA es la velocidad del centro de la matriz de amplitud;

Las matrices de amplitudes MA ΔG y MA ΔB, formadas, respectivamente, de acuerdo con las señales de radio de diferencia del plano horizontal y las señales de radio de diferencia del plano vertical, son idénticas a los discriminadores angulares multidimensionales. Las amplitudes de las señales de radio registradas en los centros de datos de Matrims corresponden a la sección de la superficie de la Tierra, que se dirige a la antena de dirección equivalente (RSN), es decir, φ tsmag \u003d φ cgsu, φ φ φ \u003d φ a tsgu, donde φ de la CMAG - la posición angular del centro de la matriz de amplitudes MA ΔG plano horizontal, φ del CMAV - la posición angular del centro de la matriz de amplitudes mA ΔB plano vertical, φ cgsu: el valor de la posición angular en el plano horizontal, obtenido como una designación de destino, φ el grifo: el valor de la posición angular del objetivo en el plano vertical, obtenido como designación de destino .

Las matrices mencionadas se describen con más detalle en la patente RU №2258939 de 20.08.2005.

13. TSM 9 Lee desde el búfer de cm 1 valores de matrices MA ΔG, MA ΔB y MA Σ y se realizan sobre cada uno de ellos el siguiente procedimiento: compara los valores de las amplitudes de las señales de radio registradas en las celdas de El MA, con el valor del umbral y, si el valor de la amplitud de la señal de radio en la celda es mayor los valores del umbral, entonces la unidad está escrita en esta celda, de lo contrario, cero. Como resultado de este procedimiento, se forma una matriz de detección (MO) - MO ΔG, MO ΔG, MO ΔG y MO σ, respectivamente, en las células de las cuales se registran ceros o unidades, y la unidad señala sobre la presencia de un objetivo en este objetivo. Célula, y ausencia cero. Notamos que la dimensión de Matrices Mo ΔG, MO ΔB y MO σ se coincide completamente con las dimensiones correspondientes de MATRICES MA ΔG, MA ΔB y MA Σ, mientras que: D MCA \u003d D CMO, donde D CMO es una distancia al centro de la matriz de detección, V CMA \u003d V CME, donde V CME es la velocidad del centro de la matriz de detección; φ tsmag \u003d φ tsmug, φ cmav \u003d φ tsmd, donde φ mdg: la posición angular del centro de la matriz de detección del plano horizontal MO ΔG, φ del CMD es la posición angular del centro de la matriz de detección de la MO ΔB del plano vertical.

14. TSM 9 de acuerdo con los datos registrados en MAT ΔG Matrices de detección, MO ΔB y MO Σ, calcula la eliminación de cada uno de los objetivos detectados desde el centro de la matriz correspondiente y la comparación de esta eliminación determina el objetivo cercano al centro de La matriz correspondiente. Las coordenadas de este objetivo del TSVM 9 se recuerdan: el número de la matriz de la columna N stbd de detección MO Σ, que determina la eliminación del objetivo del centro MO Σ por rango; Números de fila de la matriz de detección N RV MO Σ, que determina la eliminación del objetivo del centro de MO σ por la tasa objetivo; Números N STBG Matriz Matriz de detección ΔG, determinando la eliminación del objetivo desde el centro de MO ΔG en la esquina en el plano horizontal; Números de fila N Start Matrix Detection MO ΔB, que determina la eliminación del objetivo desde el centro de MO ΔB en la esquina en el plano vertical.

15. TSM 9, utilizando los números de columna de N STBD Stubnamed N y las cadenas N STAL de la matriz de detección Mo σ, así como las coordenadas del centro de la matriz de detección de MO σ por fórmulas (1) y (2), calcula el Rango de DC al objetivo y la velocidad del IVA con el objetivo de.

16. TSM 9, utilizando el número almacenado de la matriz de la matriz de la columna N stbg MO ΔG y la matriz N Strol de detección MO ΔB, así como los valores de la posición angular de la antena en la horizontal φ y vertical φ de aviones AV De acuerdo con las fórmulas (3) y (4) calcula los valores de las perlas del objetivo en el φ horizontal de la CS y la vertical φ de los planos.

17. El TSM 9 de acuerdo con las fórmulas (6) calcula los valores de los parámetros de desajuste en el Δφ r horizontal y vertical Δφ en los planos, que, junto con el número de "estabilización", escribe al tampón TSM.

18. TSM 9 Los valores calculados de los objetivos del objetivo en el φ horizontal de CG y el φ vertical de los planos, el rango al objetivo D y la tasa de aproximación al V SAT Rocket con el objetivo escribe a la Digital la mayor parte del búfer CM 4, que se leen a partir de dispositivos externos.

19. Después de eso, el dispositivo reclamado en cada tacto posterior de su trabajo realiza los procedimientos descritos en PP.5 ... 18, con la implementación del algoritmo descrito en el párrafo 6, el CLM 6 Cálculo del período de recurrencia de los pulsos de la sonda se lleva a cabo utilizando los datos de las designaciones de destino y los valores del rango de DC, la tasa de acercamiento V del cohete SAT con el objetivo de la posición angular del objetivo en el φ horizontal de CG y la vertical φ de los planos calculados en las tachuelas anteriores de acuerdo con las fórmulas (1) - (4), respectivamente.

Uso de la invención, en comparación con el prototipo, utilizando un accionamiento girostabilizado de la antena, el uso de SQUAR, la implementación de la acumulación coherente de las señales, la implementación del procedimiento DPT, que garantiza un aumento en la resolución de las RGS en azimut a 8 ... 10 veces, permite:

Aumentar significativamente el grado de estabilización de la antena,

Proporcionar un nivel más bajo del lado de los pétalos laterales de la antena

Alta resolución de los objetivos de Azimut y, debido a esto, mayor precisión de determinar la ubicación del objetivo;

Proporcione una mayor gama de detección de destino en la potencia media del transmisor bajo.

Para realizar el dispositivo declarado, se puede utilizar una base de elementos, actualmente fabricada por la industria nacional.

El cabezal de radar del trabajador a domicilio que contiene la antena, el transmisor, el dispositivo receptor (PRMA), el circulador, el sensor de posición angular de la antena en el plano horizontal (DUKA GP) y el sensor de posición angular de la antena en el plano vertical (DUKA VP) , caracterizado porque está equipado con un analógico de tres canales, el convertidor digital (ADC), un procesador de señales programables (PPS), un sincronizador, un generador de soporte (OG), TSM, se utiliza como una antena, una cuadrícula de antena de hendidura (SQUAR) de un tipo monoimpulso se usó, fijado mecánicamente en el giroplatforme de un accionamiento girostabilizado de la antena y que comprende funcionalmente en su composición GP y DUKA HAP, así como la precesión del motor de la forma de groplatform en el plano horizontal (DPG GP), el El motor de la precesión de la forma de hyroplatform en el plano vertical (DPG VP) y la máquina de computación microcíferas (microcvm), y el GP está conectado mecánicamente al eje DPG, y su salida a través del convertidor analógico -cifer (ADC VP) está conectada a la primera entrada de Mick Rootvm, Duce VP está conectado mecánicamente al eje PPG, y su salida a través de un convertidor analógico a digital (ADC VP) está conectado a la segunda entrada del microcvm, la primera salida del microcvm está conectada a través de una digital a -Analog Converter (DPG GP) con GP DPG, la segunda salida del microcvm a través de un convertidor digital a analógico (DPE VP) está conectado al VP DPG, la salida total de entrada del circulador está conectada a la entrada total. -SCHAR Salida, la diferencia de rendimiento de la enfermedad para el diagrama de borde en el plano horizontal está conectado a la entrada del primer canal PRMA, la enfermedad diferencia de la enfermedad para el diagrama de edición en el plano vertical está conectado a la entrada. Canal PRMA, la salida del circulador está conectada a la entrada del tercer canal PRMM, la entrada del circulador está conectada a la salida del transmisor, la salida del primer canal PF del primer canal está conectada a la entrada del primer canal (ADC), La salida de la variación del segundo canal PF está conectada a la entrada del segundo canal ADC, la salida del canal PF del tercer canal está conectado a la entrada del tercer canal ADC, la salida del primer canal ADC está conectada a la primera Entrada (PPP), el segundo rendimiento. El canal ADC está conectado a la segunda entrada del PPP, la salida del tercer canal ADC está conectada a la tercera entrada de la PPP, la primera salida del sincronizador está conectada a la primera entrada del transmisor, la segunda salida del sincronizador está conectada a la cuarta entrada PRMA, la tercera salida del sincronizador está conectada a la entrada (OG), la cuarta salida del sincronizador está conectada con la cuarta entrada ADC, la quinta salida del sincronizador está conectada a la cuarta entrada del PPP, la primera salida de la OG está conectada a la segunda entrada del transmisor, la segunda salida del agotamiento está conectada a la quinta entrada de PRM, y el PPS, el CVM, el sincronizador y la primera carretera digital se conectan entre sí, la segunda PPP digital La línea principal está conectada al equipo de control e inspección (KPA), el TSM de la tercera carretera digital está conectada al CPA, el CPA está conectado a la cuarta carretera digital para la comunicación con dispositivos externos.

Universidad Técnica del Estado Báltico

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Departamento de Radio de dispositivos electrónicos.

Cabeza de reloj de radar

San Petersburgo

2. Información general sobre RLGS.

2.1 Propósito

El cabezal de radar del Homing se instala en el cohete de aire de tierra para garantizar que el cohete de la captura automática del objetivo, su reparación automática y la emisión de señales de control en el piloto automático (AP) y el transceptor de radio (RB) estén instalado.

2.2 Especificaciones

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

1. Área de búsqueda hacia:

En la esquina del lugar ± 9 °.

2. Área de visualización de tiempo de área de búsqueda 1.8 - 2.0 segundos.

3. Tiempo para capturar el objetivo en la esquina de 1,5 segundos (no más)

4. Máquina esquinas de área de búsqueda:

En azimut ± 50 ° (no menos)

En la esquina del lugar ± 25 ° (al menos)

5. Ángulos de la máquina de desviación de la zona equivalente:

Azimut ± 60 ° (no menos)

En la esquina del lugar ± 35 ° (no menos)

6. El rango de captura del tipo de destino de la aeronave IL-28 con la emisión de señales de control para (AP) a una probabilidad de no inferior a 0,5 -19 km, y con probabilidades no inferior a 0.95 -16 km.

7 índice de área de búsqueda 10 - 25 km

8. Rango de frecuencia de operación F ± 2,5%

9. La potencia promedio del transmisor 68 W.

10. La duración del pulso de RF 0.9 ± 0.1 MXEK

11. El período de seguimiento de los pulsos de HF T ± 5%

12. Sensibilidad de recepción de canales - 98dB (al menos)

13. Potencia al marmeramente de las fuentes de energía:

De la red 115 en 400 Hz 3200 W

De la red 36 en 400 Hz 500 w

De la red 27 600 w

14.Ver la estación - 245 kg.

3. Principios de operación y construcción de los RLGS.

3.1 Principio de RLGS

RLGS es una estación de radar de un rango de 3 centímetros que opera en modo de radiación de pulsos. En la consideración más general de los RLGS, se puede dividir en dos partes: - la parte del radar real y la parte automática que garantiza la incautación del objetivo, su mantenimiento automático en la esquina y el rango y la emisión de señales de control en el Autopiloto y el transceptor de radio.

La parte del radar de la estación funciona de la manera habitual. Las oscilaciones electromagnéticas de alta frecuencia generadas por magnetrón en forma de pulsos muy cortos se emiten utilizando una antena de dirección fuerte, aceptada por la misma antena, se convierte y se mejoran en el dispositivo receptor, pasa más a la parte automática de la estación. Sistema de acompañamiento angular del objetivo y el telémetro.

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

1. Sistema de control de la antena, que proporciona un control de antena en todos los modos de modo de RLGS (en modo "Guía", en modo "Buscar" y en el modo "Inicio", que a su vez se divide en la "Captura" y "AUTO Conduciendo "regímenes)

2. Dispositivo de larga distancia

3. Computación de las señales de control enviadas en el piloto automático y la radio cohete.

El sistema de control de la antena en el modo de accionamiento automático funciona en el llamado método diferencial, y por lo tanto, se aplica una antena especial en la estación, que consiste en un espejo esferoidal y 4 emisores hechos para cierta distancia frente al espejo.

Durante la operación de los RLGS, la radiación se forma un patrón de pétalo de un solo pétalo de la radiación con la machmum que coincide con el eje del sistema de antena. Esto se logra debido a la diferente longitud de las guías de onda de radiación, hay un cambio difícil en la fase entre las oscilaciones de los diferentes emisores.

Cuando se trabaja para usar el diagrama de patrones de radiación, se desplaza en relación con el eje óptico del espejo e intersecable en el nivel de 0.4.

La relación de los emisores con un dispositivo transceptor se realiza a través de una ruta de guía de onda en la que hay dos interruptores de ferrita habilitados sucesivamente:

· Interruptor del eje (FKO), que funciona con una frecuencia de 125 Hz.

· Interruptor del receptor (FCP), que funciona con una frecuencia de 62.5 Hz.

Los interruptores del eje de ferrita cambian la ruta de la guía de onda de manera que todo el emisor está conectado al transmisor, formando un diagrama de orientación de un pétalo y luego a un receptor de dos canales, luego emisores creando dos patrones ubicados en el plano vertical, luego emisores Creación de direcciones de dos gráficos en el plano horizontal. De las salidas del receptor, las señales caen en el esquema de resta, donde, dependiendo de la posición del objetivo en relación con la dirección equivalente, formada por la intersección del panel de radiación de este par de emisores, se produce una señal de diferencia, la amplitud y cuya polaridad está determinada por la posición de posición en el espacio (Fig. 1.3).

Sincrónicamente con el interruptor de OSIS ferrítico en los RLGS, un esquema para seleccionar una señal de control de antena, con la cual la señal de control de la antena se genera mediante azimut y en la esquina del lugar.

El interruptor de los receptores cambia las entradas de los canales receptores con una frecuencia de 62.5 Hz. La conmutación de canales receptores está asociada con la necesidad de promediar sus características, ya que el método diferencial de retraso en el objetivo requiere la identidad completa de los parámetros de ambos canales receptores. El dispositivo RLGS GRAZEFINDER es un sistema con dos integradores electrónicos. Desde la salida del primer integrador, el voltaje se elimina, proporcional a la velocidad de acercamiento con el objetivo, desde la salida del segundo integrador, la tensión proporcional al objetivo. La máquina de rango lleva a cabo el objetivo más cercano en el rango de 10-25km, seguido de su conducción automática a un rango de 300 metros. El rango de 500 metros de la máquina de rango es una señal que sirve para la plataforma del fusible de radio (PB).

La calculadora RLGS es un dispositivo de calculador y sirve para formar señales de control emitidas por los RLGS en AutoPilot (AP) y PB. AP recibe una señal que representa las proyecciones del vector de la velocidad angular absoluta del haz de visitar la meta al eje transversal del cohete. Estas señales se utilizan para controlar el cohete a la velocidad y el tono. El RV de la computadora recibe una señal que representa la proyección del vector de velocidad de acercarse al objetivo con el cohete a la dirección polar del haz de la vista del objetivo.

Las características distintivas de los RLG en comparación con otras similares en sus datos tácticos y técnicos son:

1. El uso de una antena de enfoque largo en los RADGS, caracterizada porque la formación y desviación del rayo se lleva a cabo en ella utilizando la desviación de un espejo bastante ligero, el ángulo de la desviación del cual es el doble de El ángulo de la viga. Además, no hay transiciones de alta frecuencia giratorias en tal antena, lo que simplifica su diseño.

2. Uso de un receptor con una característica de amplitud logarítmica lineal, que garantiza la extensión del rango dinámico de canal a 80 dB y, por lo tanto, hace posible dañar la fuente de interferencia activa.

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

4. Aplicación en la estación con un esquema original de compensación de excavación cerrada de dos kinizados, proporcionando un alto grado de compensación para las oscilaciones de cohetes en relación con la viga de la antena.

5. Implementación constructiva de la estación para el llamado principio de contenedor, caracterizado por una serie de beneficios con respecto a la reducción del peso total, el uso del volumen asignado, lo que reduce las relaciones entre bloques, la posibilidad de utilizar un sistema de enfriamiento centralizado, etc.

3.2 Sistemas funcionales de RLGs separados

RLGS se puede dividir en una serie de sistemas funcionales individuales, cada uno de los cuales resuelve una tarea privada completamente definida (o varios problemas privados más o menos cercanos) y cada uno de los cuales es una de las extensión decoradas en forma de una forma tecnológica y estructural separada. unidad. De tales sistemas funcionales en los RLGS Four:

3.2.1 Parte radilares de los RLGS

La parte del radar de los RLGS consiste en:

· Transmisores.

· Receptor.

· Rectificador de alto voltaje.

· Parte de alta frecuencia de la antena.

La parte del radar de los RLGS está destinada:

· Para generar energía electromagnética de alta frecuencia de una frecuencia dada (F ± 2,5%) y una capacidad de 60 W, que en forma de pulsos cortos (0,9 ± 0.1 mxek) se emite en el espacio.

· Para la recepción posterior de las señales reflejadas desde el objetivo, su conversión a las señales de frecuencia intermedias (FRF \u003d 30 MHz), la amplificación (según el segundo canal idéntico), la detección y la emisión de otros sistemas RGS.

3.2.2. Sincronizador

El sincronizador consiste en:

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

· Nodo de conmutación del receptor (KP-2).

· Control nodo de interruptores de ferrita (UV-2).

· Ensamblaje de selección e integración (SI).

· Error al resaltar nodo (CO)

· Línea de retardo ultrasónica (ULZ).

· Formación de pulsos de sincronización para lanzar circuitos individuales en rlgs y pulsos de control de receptor, nodo SI y MANGE GRABANTE (nodo MPS-2)

· Formación de los pulsos de control del interruptor de ferrita AXIS, un interruptor de ferrita de los canales receptos y el voltaje de referencia (nodo UV-2)

· Integración y resumen de señales recibidas, racionamiento de voltaje para el control de ARU, conversión de los pulsos de video objetivo y ARU en señales de radiofrecuencia (10 MHz) para el retraso de ellos en el ulz (Nodo SI)

· Selección de una señal de error requerida para el funcionamiento de un sistema de soporte angular (CO).

3.2.3. Telémetro

El telémetro consiste en:

· Nodo de modulador temporal (EM).

· Nodo discriminatorio temporal (VD)

· Dos integradores.

El nombramiento de esta parte del RLGS es:

· Busque, capture y manteniendo una gama de rangos con la emisión de señales de rango al objetivo y la velocidad del enfoque para

· Emitir una señal de D-500 M

Comité Estatal de la Federación Rusa para educación más alta

Universidad Técnica del Estado Báltico

_____________________________________________________________

Departamento de Radio de dispositivos electrónicos.

Cabeza de reloj de radar

San Petersburgo

2. Información general sobre RLGS.

2.1 Propósito

El cabezal de radar del Homing se instala en el cohete de aire de tierra para garantizar que el cohete de la captura automática del objetivo, su reparación automática y la emisión de señales de control en el piloto automático (AP) y el transceptor de radio (RB) estén instalado.

2.2 Especificaciones

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

1. Área de búsqueda hacia:

Azimut ± 10 °

En la esquina del lugar ± 9 °.

2. Área de visualización de tiempo de área de búsqueda 1.8 - 2.0 segundos.

3. Tiempo para capturar el objetivo en la esquina de 1,5 segundos (no más)

4. Máquina esquinas de área de búsqueda:

En azimut ± 50 ° (no menos)

En la esquina del lugar ± 25 ° (al menos)

5. Ángulos de la máquina de desviación de la zona equivalente:

Azimut ± 60 ° (no menos)

En la esquina del lugar ± 35 ° (no menos)

6. El rango de captura del tipo de destino de la aeronave IL-28 con la emisión de señales de control para (AP) a una probabilidad de no inferior a 0,5 -19 km, y con probabilidades no inferior a 0.95 -16 km.

7 índice de área de búsqueda 10 - 25 km

8. Rango de frecuencia de operación F ± 2,5%

9. La potencia promedio del transmisor 68 W.

10. La duración del pulso de RF 0.9 ± 0.1 MXEK

11. El período de seguimiento de los pulsos de HF T ± 5%

12. Sensibilidad de recepción de canales - 98dB (al menos)

13. Potencia al marmeramente de las fuentes de energía:

De la red 115 en 400 Hz 3200 W

De la red 36 en 400 Hz 500 w

De la red 27 600 w

14.Ver la estación - 245 kg.

3. Principios de operación y construcción de los RLGS.

3.1 Principio de RLGS

RLGS es una estación de radar de un rango de 3 centímetros que opera en modo de radiación de pulsos. En la consideración más general de los RLGS, se puede dividir en dos partes: - la parte del radar real y la parte automática que garantiza la incautación del objetivo, su mantenimiento automático en la esquina y el rango y la emisión de señales de control en el Autopiloto y el transceptor de radio.

La parte del radar de la estación funciona de la manera habitual. Las oscilaciones electromagnéticas de alta frecuencia generadas por magnetrón en forma de pulsos muy cortos se emiten utilizando una antena de dirección fuerte, aceptada por la misma antena, se convierte y se mejoran en el dispositivo receptor, pasa más a la parte automática de la estación. Sistema de acompañamiento angular del objetivo y el telémetro.

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

1. Sistema de control de la antena, que proporciona un control de antena en todos los modos de modo de RLGS (en modo "Guía", en modo "Buscar" y en el modo "Inicio", que a su vez se divide en la "Captura" y "AUTO Conduciendo "regímenes)

2. Dispositivo de larga distancia

3. Computación de las señales de control enviadas en el piloto automático y la radio cohete.

El sistema de control de la antena en el modo de accionamiento automático funciona en el llamado método diferencial, y por lo tanto, se aplica una antena especial en la estación, que consiste en un espejo esferoidal y 4 emisores hechos para cierta distancia frente al espejo.

Durante la operación de los RLGS, la radiación se forma un patrón de pétalo de un solo pétalo de la radiación con la machmum que coincide con el eje del sistema de antena. Esto se logra debido a la diferente longitud de las guías de onda de radiación, hay un cambio difícil en la fase entre las oscilaciones de los diferentes emisores.

Cuando se trabaja para usar el diagrama de patrones de radiación, se desplaza en relación con el eje óptico del espejo e intersecable en el nivel de 0.4.

La relación de los emisores con un dispositivo transceptor se realiza a través de una ruta de guía de onda en la que hay dos interruptores de ferrita habilitados sucesivamente:

· Interruptor del eje (FKO), que funciona con una frecuencia de 125 Hz.

· Interruptor del receptor (FCP), que funciona con una frecuencia de 62.5 Hz.

Los interruptores del eje de ferrita cambian la ruta de la guía de onda de manera que todo el emisor está conectado al transmisor, formando un diagrama de orientación de un pétalo y luego a un receptor de dos canales, luego emisores creando dos patrones ubicados en el plano vertical, luego emisores Creación de direcciones de dos gráficos en el plano horizontal. De las salidas del receptor, las señales caen en el esquema de resta, donde, dependiendo de la posición del objetivo en relación con la dirección equivalente, formada por la intersección del panel de radiación de este par de emisores, se produce una señal de diferencia, la amplitud y cuya polaridad está determinada por la posición de posición en el espacio (Fig. 1.3).

Sincrónicamente con el interruptor de OSIS ferrítico en los RLGS, un esquema para seleccionar una señal de control de antena, con la cual la señal de control de la antena se genera mediante azimut y en la esquina del lugar.

El interruptor de los receptores cambia las entradas de los canales receptores con una frecuencia de 62.5 Hz. La conmutación de canales receptores está asociada con la necesidad de promediar sus características, ya que el método diferencial de retraso en el objetivo requiere la identidad completa de los parámetros de ambos canales receptores. El dispositivo RLGS GRAZEFINDER es un sistema con dos integradores electrónicos. Desde la salida del primer integrador, el voltaje se elimina, proporcional a la velocidad de acercamiento con el objetivo, desde la salida del segundo integrador, la tensión proporcional al objetivo. La máquina de rango lleva a cabo el objetivo más cercano en el rango de 10-25km, seguido de su conducción automática a un rango de 300 metros. El rango de 500 metros de la máquina de rango es una señal que sirve para la plataforma del fusible de radio (PB).

La calculadora RLGS es un dispositivo de calculador y sirve para formar señales de control emitidas por los RLGS en AutoPilot (AP) y PB. AP recibe una señal que representa las proyecciones del vector de la velocidad angular absoluta del haz de visitar la meta al eje transversal del cohete. Estas señales se utilizan para controlar el cohete a la velocidad y el tono. El RV de la computadora recibe una señal que representa la proyección del vector de velocidad de acercarse al objetivo con el cohete a la dirección polar del haz de la vista del objetivo.

Las características distintivas de los RLG en comparación con otras similares en sus datos tácticos y técnicos son:

1. El uso de una antena de enfoque largo en los RADGS, caracterizada porque la formación y desviación del rayo se lleva a cabo en ella utilizando la desviación de un espejo bastante ligero, el ángulo de la desviación del cual es el doble de El ángulo de la viga. Además, no hay transiciones de alta frecuencia giratorias en tal antena, lo que simplifica su diseño.

2. Uso de un receptor con una característica de amplitud logarítmica lineal, que garantiza la extensión del rango dinámico de canal a 80 dB y, por lo tanto, hace posible dañar la fuente de interferencia activa.

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

4. Aplicación en la estación con un esquema original de compensación de excavación cerrada de dos kinizados, proporcionando un alto grado de compensación para las oscilaciones de cohetes en relación con la viga de la antena.

5. Ejecución constructiva de una estación para el llamado principio de contenedor, caracterizado por una serie de ventajas en términos de una reducción en el peso total, el uso del volumen asignado, reduciendo las relaciones entre bloques, la posibilidad de usar un enfriamiento centralizado. Sistema, y \u200b\u200bsimilares.

3.2 Sistemas funcionales de RLGs separados

RLGS se puede dividir en una serie de sistemas funcionales individuales, cada uno de los cuales resuelve una tarea privada completamente definida (o varios problemas privados más o menos cercanos) y cada uno de los cuales es una de las extensión decoradas en forma de una forma tecnológica y estructural separada. unidad. De tales sistemas funcionales en los RLGS Four:

3.2.1 Parte radilares de los RLGS

La parte del radar de los RLGS consiste en:

· Transmisores.

· Receptor.

· Rectificador de alto voltaje.

· Parte de alta frecuencia de la antena.

La parte del radar de los RLGS está destinada:

· Para generar energía electromagnética de alta frecuencia de una frecuencia dada (F ± 2,5%) y una capacidad de 60 W, que en forma de pulsos cortos (0,9 ± 0.1 mxek) se emite en el espacio.

· Para la recepción posterior de las señales reflejadas desde el objetivo, su conversión a las señales de frecuencia intermedias (FRF \u003d 30 MHz), la amplificación (según el segundo canal idéntico), la detección y la emisión de otros sistemas RGS.

3.2.2. Sincronizador

El sincronizador consiste en:

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

· Nodo de conmutación del receptor (KP-2).

· Control nodo de interruptores de ferrita (UV-2).

· Ensamblaje de selección e integración (SI).

· Error al resaltar nodo (CO)

· Línea de retardo ultrasónica (ULZ).

El nombramiento de esta parte del RLGS es:

· Formación de pulsos de sincronización para lanzar circuitos individuales en rlgs y pulsos de control de receptor, nodo SI y MANGE GRABANTE (nodo MPS-2)

· Formación de los pulsos de control del interruptor de ferrita AXIS, un interruptor de ferrita de los canales receptos y el voltaje de referencia (nodo UV-2)

· Integración y resumen de señales recibidas, racionamiento de voltaje para el control de ARU, conversión de los pulsos de video objetivo y ARU en señales de radiofrecuencia (10 MHz) para el retraso de ellos en el ulz (Nodo SI)

· Selección de una señal de error requerida para el funcionamiento de un sistema de soporte angular (CO).

3.2.3. Telémetro

El telémetro consiste en:

· Nodo de modulador temporal (EM).

· Nodo discriminatorio temporal (VD)

· Dos integradores.