МОСКОВСЬКИЙ АВІАЦІЙНИЙ ІНСТИТУТ

(ДЕРЖАВНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ)

Керована ракета класу «повітря-поверхня»

Склали:

Бузінов Д.

Ваньков До.

Кужельов І.

Левін До.

Січкар М.

Соколов Я.

Москва. 2009 р.

Вступ.

Ракета виконана за нормальною аеродинамічною схемою з Х-подібними крилами та оперенням. Корпус зварної ракети виконаний з алюмінієвих сплавів без технологічних роз'ємів.

Силова установка складається з маршового турбореактивного двигуна та стартового твердопаливного прискорювача (на ракетах літакового базування відсутня). Повітрозабірник маршового двигуна розташований у нижній частині корпусу.

Система управління - комбінована, включає інерційну систему та активну радіолокаційну головку самонаведення АРГС-35 для кінцевої ділянки, здатну працювати в умовах радіопротиводії. Для забезпечення швидкого виявлення та захоплення мети антена ГСН має великий кут повороту (по 45 ° в обидві сторони). ГСН закрита склопластиковим радіопрозорим обтічником.

Проникаюча осколково-фугасно-запальна бойова частинаракети дозволяє надійно вражати надводні судна водотоннажністю до 5000т.

Бойова ефективність ракети підвищується за рахунок польоту на гранично малих висотах (5-10 м залежно від висоти хвиль), що значно ускладнює її перехоплення корабельними антиракетними системами, і тим, що пуск ракети здійснюється без входу носія в зону ППО кораблів, що атакуються.

Технічні характеристики.

Модифікації ракети:

Мал. 1. Ракета 3М24 "Уран".

3М24 "Уран" - ракета корабельного та наземного базування, застосовується з ракетних катерів з комплексом "Уран-Е" та берегових ракетних комплексів "Бал-Е"

Мал. 2. Ракета ІЦ-35.

ІЦ-35 - Мета (імітатор мети). Відрізняється відсутністю БЧ та ГСН.

Мал. 3. Ракета Х-35В.

Х-35В – вертолітна. Відрізняється укороченим стартовим прискорювачем. Застосовується на гелікоптерах Ка-27, Ка-28, Ка-32А7.

Мал. 4. Ракета Х-35У.

Х-35У - авіаційна (літакова) ракета. Відрізняється відсутністю стартового прискорювача, застосовується з катапультних пускових пристроїв АКУ-58, АКУ-58М або АПУ-78 на МіГ-29К та Су-27К

Мал. 5. Ракета Х-35Е.

Х-35Е – експортна.

Планер ракети.

2.1. Загальні відомості.

Планер ракети має такі основні конструктивні елементи: корпус, крила, керма та стабілізатори. (Рис.6).

Корпус служить для розміщення силової установки, апаратури та систем, що забезпечують автономний політ ракети, наведення на ціль та ураження її. Він має монококову конструкцію, що складається з силової обшивки та шпангоутів, та виконаний з окремих відсіків, зібраних в основному за допомогою фланцевих з'єднань. При стикуванні радіо прозорого обтічника з корпусом відсіку 1 та стартового двигуна (відсік 6) із суміжними відсіками 5 та 7 застосовані клинові з'єднання.

Рис.6. Загальний вигляд.

Крило є основною аеродинамічною поверхнею ракети, що створює підйомну силу. Крило складається з нерухомої частини і модулів, що розкладаються. Консоль, що розкладається, виконана за однолонжеронною схемою з обшивкою і нервюрами.

Рулі та стабілізатори забезпечують керованість та стійкість у поздовжньому та бічному русі ракети; як і крила, мають консолі, що розкладаються.

2.2. Конструкція корпусу

Корпус відсіку 1 (рис.7) є каркасною конструкцією, що складається з силових шпангоутів 1,3 і обшивки 2, з'єднаних зварюванням.

Рис.7. Відсік 1.

1.Шпангоут передній; 2. Обшивка; 3. Шпангоут задній

Корпус відсіку 2 (рис.8) – це каркасна конструкція; що складається із шпангоутів 1,3,5,7 та обшивки 4. Для встановлення бойової частини передбачений люк, посилений кронштейнами 6 та шпангоутами 3,5. Люк з окантовкою 2 призначений для кріплення колодки відривного бортового роз'єму. Для розміщення обладнання та прокладання джгутів усередині відсіку є кронштейни.

Рис.8. Відсік 2

1. Шпангоут передній; 2. Окантовка; 3. Шпангоут; 4. Обшивка;

5. Шпангоут; 6. Кронштейн; 7. Шпангоут задній

Корпус відсіку 3 (рис.9)є звареною каркасною конструкцією зі шпангоутів 1,3,8,9,13,15,18 і обшивок 4,11,16. Складові частини корпусу відсіку - каркас апаратурної частини 28, паливний бак 12 і повітрозабірний пристрій (ВЗП) 27. На шпангоутах 1,3 та 13,15 встановлені бугелі 2,14. На шпангоуті 9 знаходиться втулка такелажний (втулка) 10.

Посадкові поверхні та місця кріплення крил передбачені на шпангоуті 8. Для розміщення обладнання є кронштейни 25,26. Підхід до електрообладнання та пневматичної системи здійснюється через люки, закриті кришками 5,6,7,17. Для кріплення обтічника до корпусу приварені профілі 23. На кронштейнах 21,22 встановлюється пневмоблок. Кронштейн 20 та кришка 24 призначені для розміщення агрегатів паливної системи. Кільце 19 необхідне забезпечення герметичної стикування каналу ВЗУ з маршовим двигуном.

Рис.9. Відсік 3.

1. Шпангоут; 2. Бугель; 3. Шпангоут; 4. Обшивка; 5. Кришка;

6. Кришка; 7. Кришка; 8. Шпангоут; 9. Шпангоут; 10. Втулка;

11. Обшивка; 12. Бак паливний; 13. Шпангоут; 14. Бугель;

15. Шпангоут;16. Обшивка; 17. Кришка; 18. Шпангоут; 19. Кільце; 20. Кронштейн; 21. Кронштейн;; 22. Кронштейн; 23. Профіль;

24. Кришка; 25. Кронштейн; 26. Кронштейн; 27. ВЗП;

28. Апаратурна частина відсіку

Корпус відсіку 4 (рис.10) – це зварна каркасна конструкція, що складається із шпангоутів 1,5,9 та обшивок 2,6. Для установки двигуна в шпангоут 1 і 5 є посадкові поверхні та отвори.

Рис.10. Відсік 4.

1. Шпангоут; 2. Обшивка; 3. Окантовка; 4. Кришка;

5. Шпангоут; 6. Обшивка; 7. Окантовка; 8. Кришка;

9. Шпангоут; 10. Кронштейн; 11. Кронштейн.

Для кріплення кермів у шпангоуті 5 виконані посадкові майданчики та отвори. Кронштейни 10,11 призначені для розміщення обладнання. Підхід до обладнання, встановленого всередині відсіку, забезпечується через люки з окантовками 3,7, кришки, що закриваються 4,8.

Корпус відсіку 5 (рис.11) є звареною каркасною конструкцією з силових шпангоутів 1,3 і обшивки 2.

Для з'єднання роз'єму джгута стартового двигуна передбачено люк, посилений окантовкою 4, який закривається кришкою 5. Для установки 4 пневмостів в корпусі виконані отвори.

Мал. 11. Відсік 5.

1. Шпангоут. 2. Обшивка. 3. Шпангоут. 4. Окантовка. 5. Кришка.

У корпусі відсіку 6 (рис.12) розташований стартовий двигун. Корпус відсіку є корпусом двигуна. Корпус являє собою зварну конструкцію з циліндричної обічайки 4, обойм передньої 3 і 5 задньої, днища 2 і горловини 1.

Рис.12. Відсік 6.

1. Горловина; 2. Днище; 3. Обойма передня; 4. Обичайка;

5. Обойма задня

Відсік 7 (рис.13) – це силове кільце, у якому є посадкові місця під стабілізатори і бугель. Позаду відсік закритий кришкою. У нижній частині відсіку виконано отвір, що використовується як завантажувальний вузл.

Мал. 13. Відсік 7.

Примітка. Відсіки 5,6 та 7 є тільки на ракетах, що використовуються в комплексах ЗУР.

2.3. Крило.

Крило (рис.14) складається з нерухомої частини та поворотної частини 3, з'єднаних віссю 2. У нерухому частину входять корпус 5, передній 1 і завдань 6 обтічники, закріплені до корпусу гвинтами 4. У корпусі розміщений пневматичний механізм розкладання крила. У поворотній частині знаходиться механізм стопоріння крила в розкладеному положенні.

Розкладання крила здійснюється наступним чином: під дією тиску повітря, що подається через прохідник 12, поршень 7 з вушком 8 за допомогою ланки 10 приводить в рух поворотну частину. Ланка з'єднана з вушком і поворотною частиною крила штифтами 9 і 11.

Стопоріння крил у розкладеному положенні проводиться за допомогою штирів 14, що потопають в конічних отворах втулок 13 під дією пружин 17.

Розстопорення крила проводиться підйомом штирів з отворів втулок намотуванням на валик 19 18 канатів, кінці яких закріплені в штирях. Обертання валика проводиться проти годинникової стрілки.

Установка крила на ракеті проводиться по поверхні Д і Е та отвору В. Для кріплення крила до ракети служать чотири отвори Г під гвинти.

Рис.14. Крило

1. Обтічник передній; 2. Вісь; 3. Поворотна частина; 4. Гвинт; 5. Корпус; 6. Обтічник задній; 7. Поршень; 8. Провушина;

9. Штифт; 10. Ланка; 11. Штифт; 12. Прохідник; 13. Втулка;

14. Штир; 15. Штифт;16. Гільза;17. Пружина;18. Канат;

2.4. Кермо.

Кермо (рис.15) являє собою механізм, що складається з лопаті 4, з'єднаної рухомо з хвостиком 5, який встановлений в корпусі 1 на підшипниках 8. Посилення на кермо переллюється через важіль 6 з шарнірним підшипником 7. Лопати клепана конструкція, що складається з обшивки елементів жорсткості. Задня кромка лопаті зварена. Лопата приклепана до кронштейна 11, який з'єднаний рухомо віссю 10 з хвостиком.

Розкладання керма провадиться наступним чином. Під дією тиску повітря, що подається в корпус через штуцер 2, поршень 13 через сережку 9 приводить в рух лопату, яка повертається навколо осі 10 на 135 градусів і фіксується в розкладеному положенні фіксатором 12, що входять в конусове гніздо хвостовика і утримується в цьому .

Рис.15. Кермо.

1. Корпус; 2. Штуцер;3. Стопор; 4. Лопата; 5. Хвостовик; 6. Важіль; 7. Підшипник; 8. Підшипник; 9. Сережки; 10. Вісь; 11. Кронштейн; 12. Фіксатор; 13. Поршень

Складання керма здійснюється наступним чином: через отвір Б фіксатор за допомогою спеціального ключа виводиться з конусного отвору та кермо складається. У складеному положенні кермо утримується за допомогою пружного стопора 3.

Для установки керма на ракеті в корпусі передбачені чотири отвори під болти т отвір Г і паз Д під штифти, а також виконані посадкові місця з різьбовими отворами Е для кріплення обтічників.

2.5. Стабілізатор.

Стабілізатор (рис.16) складається з платформи 1, основи 11 і консолі 6. В основі є отвір під вісь, навколо якої відбувається обертання стабілізатора. Консоль – клепана конструкція, що складається з обшивки 10, стрінгера 8 та закінчування 9. Консоль через штифт 5 з'єднана з основою.

Рис.16. Стабілізатор.

1. Платформа; 2. Вісь; 3. Сережки; 4. Пружина; 5. Штифт; 6. Консоль;

7. Петля; 8. Стрінгер; 9. Законцювання; 10. Обшивка; 11. Підстава

Стабілізатори закріплені на ракеті шарнірно і можуть перебувати у двох положеннях – складеному та розкладеному.

У складеному положенні стабілізатори розташовуються уздовж корпусу ракети і утримуються за петлі 7 штоками пневмостопров, встановлених на відсіку 5. Для приведення стабілізаторів зі складеного положення в розкрите служить пружина 4, яка одним кінцем з'єднана з сережкою 3, шарнірно встановленої на платформі 5.

При подачі стисненого повітря з пневмосистеми пневмостопори звільняють кожен стабілізатор, і він під дією розтягнутої пружини встановлюється розкрите положення.

Силова установка

3.1. склад.

Як силова установка на ракеті використані два двигуни: стартовий двигун твердого палива (СД) і маршовий турбореактивний двоконтурний двигун (МД).

СД - відсік 6 ракети, забезпечує старт і розгін ракети до швидкості маршового польоту. Після закінчення роботи ЦД разом з відсіками 5 та 7 відстрілюються.

МД розміщений у відсіку 4 і служить для забезпечення автономного польоту ракети та для забезпечення її систем електроживленням та стисненим повітрям. До складу силової установки також входить повітрозабірний пристрій та паливна система.

ВЗУ – тунельного типу, підлозі утоплене з плоскими стінками, розташоване у відсіку 3. ВЗУ призначене для організації повітряного потоку, що надходить до МД.

3.2. Стартовий двигун.

Стартовий двигун призначений для старту та розгону ракети на початковому рівні траєкторії польоту і є однорежимним ракетним двигуном твердого палива.

Технічні дані

Довжина, мм__________________________________________________550

Діаметр, мм________________________________________________420

Маса, кг___________________________________________________103

Маса палива, кг____________________________________________69±2

Максимально допустимий тиск у камері згоряння, МПА________11,5

Швидкість витікання газів на зрізі сопла, м/с______________________2400

Температура газів на зрізі сопла, К______________________________2180

ЦД складається з корпусу з зарядом твердого ракетного палива (ТРТ) 15, кришки 4, соплового блоку, 1 запалювача, і піропатрона 3.

Стикування ЦД із суміжними відсіками здійснюється за допомогою клинів, для чого на обоймах є поверхні з кільцевими проточками. Для правильної установки ЦД на обоймах передбачені поздовжні пази. На внутрішній поверхні задньої обойми виконана кільцева проточка під шпонки 21 для кріплення соплового блоку. Шпонки вставляються через вікна, які потім закривають сухарями 29 і накладками 30, гвинтами 31, що скріплюються.

На горловині 8 нагвинчена гайка 9; правильність її встановлення забезпечується штифтом 7, запресованим у горловині.

На внутрішній стороні поверхні корпусу нанесено теплозахисне покриття 11 і 17 з яким скріплені манжети 13 і 18, що зменшують напругу в заряді ТРТ при зміні його температури.

Рис.17. Стартовий двигун.

1. Запальник; 2. Заглушка; 3. Піропатрон; 4. Кришка;

5. Вставка теплозахисна; 6. Кільце ущільнювальне; 7. Штифт;

8. Горловина; 9. Гайка; 10. Днище; 11. Покриття теплозахисне;

12. Плівка; 13. Манжета передня; 14. Обойма передня; 15. Заряд ТРТ; 16. Обичайка; 17. Покриття теплозахисне; 18. Манжета задня; 19. Обойма задня; 20. Кільце ущільнювальне; 21. Шпонка; 22. Кришка; 23. Диск теплозахисний; 24. Обойма; 25. Кільце ущільнювальне; 26. Розтруб; 27. Вкладиш; 28. Мембрана;

29. Сухар; 30. Накладка; 31. Гвинт.

Заряд ТРТ – міцно скріплений з манжетами моноблок, виготовлений заливкою паливної маси в корпус. Заряд має внутрішній канал трьох різних діаметрів, що забезпечує при горінні палива каналом і заднім відкритим торцем приблизно постійну поверхню горіння і, отже, практично постійну тягу. Між передньою манжетою і теплозахисним покриттям прокладена плівка, що розділяє їх 12.

На кришці 4 є: різьблення для кріплення запалювача, отвір з різьбленням для піропатрона, отвір з різьбленням для установки при випробуваннях датчика вимірювання тиску в камері згоряння, кільцева проточка для кільця ущільнювача 6, поздовжній паз для тиску штифта 7 При експлуатації заглушкою 2. На внутрішній поверхні кришки закріплена теплозахисна вставка 5. Сопловий блок складається з кришки 22, обойми 24, розтруба 26, вкладиша 27 та мембрани 28.

На зовнішній циліндричній поверхні кришки є кільцеві проточки для кільця ущільнювача 20 і шпонок 21, на внутрішній циліндричній поверхні -різьба для з'єднання з обоймою 24. Спереду до кришки прикріплений теплозахисний диск 23. На обоймі 24 є різьблення 2 .

ЦД починає працювати при подачі на піропатрон постійного струму напругою 27 В. Піропатрон спрацьовує та підпалює запалювач. Полум'я запалювача запалює заряд ТРТ. При горінні заряду утворюються гази, що проривають діафрагму і, виходячи із сопла з великою швидкістю, створюють реактивну силу. Під впливом тяги ЦД ракета розганяється до швидкості, де вступає у роботу МД.

3.3. Маршовий двигун

Турбореактивний двоконтурний двигун – короткоресурсний одноразового застосування, призначений для створення реактивної тяги в автономному польоті ракети та для забезпечення її систем електроживленням та стисненим повітрям.

Технічні дані.

Час запуску, з,не більше:

На висотах 50м________________________________________________6

3500м______________________________________________8

Двоконтурний турбореактивний двигун МД включає компресор, камеру згоряння, турбіну, сопло, систему казки та суфлювання, систему запуску, паливоживлення та регулювання, електрообладнання.

Перший контур (високого тиску) утворений проточною частиною компресора, жаровою трубою камери згоряння та проточною частиною турбіни до зрізу корпусу сопла.

Другий контур (низького тиску) обмежується із зовнішнього боку середнім корпусом та зовнішньою стінкою МД, а з внутрішньої сторони– роздільником потоків, корпусом камери згоряння та корпусом сопла.

Змішування потоків повітря першого та другого контурів відбувається за зрізом корпусу сопла.

Рис.18. Маршовий двигун.

1. Маслобак; 2. Корпус вентилятора; 3. Вентилятор;

4. Спрямовуючий апарат 2-го ступеня; 5. Турбогенератор;

6. 2-й контур; 7. Компресор; 8. 1-й контур; 9. Піросвіча; 10. Камера згоряння; 11. Турбіна; 12. Сопло; 13. Газогенератор.

МД закріплений на ракеті за допомогою кронштейна підвіски через різьбові отвори переднього та заднього поясів підвіски. Кронштейн підвіски – силовий елемент, на якому розміщені агрегати та датчики МД та комунікацій, що з'єднують їх. У передній частині кронштейна є отвори для кріплення його на МД та вуха для кріплення МД на ракеті.

На зовнішній стінці МД передбачені два люки для встановлення пиросвічів та фланець відбору повітря на кермові приводи. На корпусі розташований штуцер відбору повітря наддув паливного бака.

3.3.1. компресор.

На МД встановлений одновальний, осьовий восьмиступінчастий компресор 7, що складається з двоступінчастого вентилятора, середнього корпусу з пристроєм для поділу потоку повітря на перший та другий контури та шестиступінчастого компресора високого тиску.

У вентиляторі 3 здійснюється попереднє стиск повітря, що надходить в МД, а в компресор високого тиску - стиснення повітряного потоку тільки першого контуру до розрахункової величини.

Ротор вентилятора барабанно-дискової конструкції. Диски першого та другого ступенів з'єднані проставкою та радіальними штифтами. Ротор вентилятора та обтічник закріплені на валу болтом та гайками. Крутний момент від валу до ротора вентилятора передається за допомогою шліцевого з'єднання. Робочі лопатки першого і другого ступенів встановлені в пази типу «ластівчин хвіст». Від осьових переміщень лопатки зафіксовані обтічником, проставкою та стопорним кільцем. На валу вентилятора є шестерня, що є приводом редуктора блоку насосів. Суфлірування масляної порожнини компресора проводиться через порожнини валів трансмісії МД.

Корпус вентилятора 2 зварної з паяними в нього консольними лопатками апарату, що спрямовує, першого ступеня. Спрямовуючий апарат другого ступеня виконаний окремим вузлом і складається з двох кілець, в пази яких впаяні лопатки.

У передній верхній частині корпусу розташований маслобак 1. Корпус вентилятора разом з маслобаком закріплений до фланця середнього корпусу шпильками.

Середній корпус – основний силовий елемент МД. У середньому корпусі повітряний потік, що виходить з вентилятора, розділяється по контурах.

До середнього корпусу прикріплено:

Кронштейн підвіски МД до ракети

Блок насосів

Кришка середньої опори (кулькопідшипника)

Статор турбогенератора

Корпус згоряння камери.

На зовнішній стінці середнього корпусу встановлено паливномасляний теплообмінник, масляний фільтр, клапан відкачування та датчик П-102 вимірювання температури повітря за вентилятором. Стінки корпусу з'єднані чотирма силовими стійками, всередині яких виконані канали розміщення паливних, масляних і електричних комунікацій.

У середній корпусі розміщений корпус компресора високого тиску з апаратами, що спрямовують, 3-7 ступенів. У корпусі компресора високого тиску є отвори для нерегульованого перепуску повітря з першого до другого контуру, що підвищує запаси газодинамічної стійкості на малих і середніх частотах обертання ротора МД.

Ротор компресора високого тиску барабанно-дискової конструкції, двопірний. З валом вентилятора та валом турбіни ротор компресора високого тиску має шліцеві з'єднання. Робочі лопатки встановлені у кільцеві Т-подібні пази дисків ротора.

3.3.2. Камера згоряння.

У камері згоряння відбувається перетворення хімічної енергії палива на теплову та підвищення температури газового потоку. На МД встановлена ​​кільцева камера 10 згоряння, яка складається з наступних основних вузлів:

Жаровий труби

Колектори основного палива

Колектори додаткового палива

Двох пиросвічів з електрозапальниками

Пиросвічі.

Корпус камери згоряння паяно-зварювальної конструкції. У його передній частині впаяні два ряди лопаток, що спрямовують, восьмого ступеня компресора. Крім цього до корпусу припаяно комутації маслосистеми. На зовнішній стінці корпусу розташовані чотирнадцять фланців кріплення форсунок основного колектора, фланці двох пиросвіч, штуцер заміру тиску повітря за компресором, фланець кріплення перехідника до пиросвічі.

Жарова труба – кільцева зварна конструкція. На передній стінці приварено чотирнадцять литих «равликових» завихрювачів. Колектор основного палива виконаний із двох половин. На кожній встановлено по вісім форсунок.

Для покращення якості суміші та підвищення надійності запуску МД, особливо при негативних температурах навколишнього середовища, у жаровій трубі встановлено колектор додаткового палива з чотирнадцятьма відцентровими форсунками.

3.3.3. Турбіна

Турбіна призначена для перетворення теплової енергії газового потоку першого контуру на механічну енергію обертання та приводу компресора та агрегатів, встановлених на МД.

Осьова двоступенева турбіна 11 складається з:

Соплового апарату першого ступеня

Соплового апарату другого ступеня

Ротор турбіни складається з двох коліс (першого та другого ступенів), сполучної міждискової проставки, колеса пускової турбіни та валу турбіни.

Колеса сходів та пускової турбіни відлиті разом із вінцями робочих лопаток. Сопловий апарат першого ступеня має 38 порожнистих лопаток та закріплений до корпусу камери згоряння. Сопловий апарат другого ступеня має 36 лопаток. Колесо першого ступеня охолоджується повітрям, яке відбирається з корпусу камери згоряння. Внутрішня порожнина ротора турбіни та її другий ступінь охолоджуються повітрям, що відбирається з п'ятого ступеня компресора.

Опора ротора турбіни – роликопідшипник без внутрішньої обойми. У зовнішній обоймі є отвори зменшення тиску масла під роликами.

3.3.4. Сопло.

У реактивному соплі 12 відбувається змішання повітряних потоків першого та другого контурів. На внутрішньому кільці корпусу сопла розташовані 24 лопатки для розкрутки потоку газів, що виходять з пускової турбіни при запуску, і чотири бобишки зі шпильками для кріплення газогенератора 13. Сопло, що звужується утворене профілем зовнішньої стінки МД і поверхнею корпусу газогенератора.

3.3.5. Система запуску.

Система запуску, паливного живлення та регулювання здійснює розкручування ротора, подачу дозованого палива на запуску, «зустрічному запуску» та на режимі «максимал» при запуску в камеру згоряння подається кисень від кисневого акумулятора через пиросвічі.

Система складається з наступних основних вузлів:

Твердопаливного газогенератора

Пиросвічів з електрозаймищами

Кисневого акумулятора

Паливної системи низького тиску

Паливної системи високого тиску

Комплексний регулятор двигуна (КРД)

Кисневий акумулятор є балоном об'ємом 115 куб.см. Маса кисню, що заправляється 9,3 - 10,1 г.

Газогенератор твердопаливний (ГТТ) одноразової дії призначений для розкручування ротора МД під час його запуску. ГТТ складається з неспорядженого газогенератора та елементів спорядження: заряду твердого палива 7, запалювача 9 та електрозапальника (ЕВП)

Неспоряджений газогенератор складається з циліндричного, що переходить у зрізаний конус корпусу 10, кришки 4 і деталей кріплення.

У корпусі передбачено різьбовий отвір для встановлення штуцера вимірювання тиску в камері згоряння ГТТ при випробуваннях. При експлуатації отвір закрито заглушкою 11 і прокладкою 12. З зовнішньої сторони корпусу виконана кільцева проточка під кільце ущільнювача 5.

У кришці є вісім надзвукових сопел 1, які тангенціально розташовані до поздовжньої осі ГТТ. Сопла закриті вклеєними заглушками, що забезпечують герметичність ГТТ і необхідне запалювання заряду твердого палива початковий тиск у камері згоряння ТГГ. Кришка з'єднана з корпусом за допомогою гайки 6. Внутрішня порожнина корпусу є камерою згоряння розміщених у ньому заряду твердого палива та запалювача.

Рис.19. Газогенератор твердопаливний.

1. Сопло; 2. Прокладання; 3. Електрозапальник; 4. Кришка;

5. Кільце ущільнювальне; 6. Гайка; 7. Заряд ТТ; 8. Гайка;

9. Запальник; 10. Корпус; 11. Заглушка; 12. Прокладання.

Запальник встановлений у гайці 8, загвинченою в днище корпусу. Заряд твердого палива розміщений у камері згоряння між ущільнювачем та упором, що оберігає його від механічних пошкоджень при спрацьовуванні.

ГТТ спрацьовує при подачі електричного імпульсу на контакти електрозапальника. Електричний струм розігріває нитки розжарювання містків електрозапальника та підпалює запальні склади. Форс полум'я пробиває футляр запалювача і запалює розміщений у ньому димний порох. Полум'я від запалювача підпалює заряд твердого палива. Продукти згоряння заряду та запалювача руйнують заглушки сопел і витікають із камери згоряння через соплові отвори. Продукти згоряння, потрапляючи на лопатки ротора МД, розкручують його.

3.3.6. Електроустаткування.

Електроустаткування призначене для керування запуском МД та живлення агрегатів ракети постійним струмом при її автономному польоті.

Електроустаткування включає турбогенератор, датчики і агрегати автоматики, агрегати запуску, колектор термопар і електрокомунікації. До датчиків і агрегатів автоматично відносяться датчики температури повітря за вентилятором, датчик тиску повітря за компресором і встановлені в дозатор палива датчик положення голки, що дозує, електромагніт клапана управління дозатором, електромагніт клапана зупинки.

До агрегатів запуску відносяться пристрої, що забезпечують підготовку до запуску та запуску МД, а також «зустрічний» запуск МД при його глухання або помпажу.

Активна радіолокаційна головка самонаведення АРГС

4.1. Призначення

Активна головка радіолокації самонаведення (АРГС) призначена для точного наведення ракети Х-35 на навідну ціль на кінцевій ділянці траєкторії.

У забезпечення вирішення цього завдання АРГС включається за командою з інерційної системи управління (ІСУ) при досягненні ракетою кінцевої ділянки траєкторії, здійснює виявлення навідних цілей, вибір мети, що підлягає поразці, визначає положення цієї мети по азимуту та куту місця, кутові швидкості лінії візування (ЛВ) ) цілі по азимуту та куту місця, дальність до мети та швидкість зближення з метою та видає ці величини в ІСУ. За сигналами, що надходять з АРГС, ІСУ здійснює наведення ракети на ціль на кінцевій ділянці траєкторії.

В якості мети може бути використана ціль-відбивач (ЦО) або мета-джерело активної перешкоди (ЦІАП).

АРГС може застосовуватися як за одиночному, і при залповому пуску ракет. Максимальна кількість ракет у залпі – 100 прим.

АРГС забезпечує функціонування при температурі навколишнього середовища від мінус 50˚С до 50˚С, за наявності опадів та при хвилі моря до 5-6 балів та у будь-який час доби.

АРГС видає в ІСУ дані для наведення ракети на ціль у разі зменшення дальності до мети до 150 м;

АРГС забезпечує наведення ракети на мету при впливі активних і пасивних перешкод, створюваних з кораблів-цілей, корабельних та авіаційних сил прикриття.

4.2. склад.

АРГС розташована у відсіку 1 ракети.

За функціональною ознакою АРГС може бути поділена на:

Приймальний пристрій (ППУ);

обчислювальний комплекс (ВК);

Блок вторинних джерел живлення (ВІП).

До складу ППУ входять:

Антена;

Підсилювач потужності (РОЗУМ);

Підсилювач проміжної частоти (УПЧ);

Формувач сигналів (ФС);

Модулі еталонних та опорних генераторів;

Фазообертачі (ФВ1 та ФВ2);

Модулі НВЧ.

До складу ВК входять:

Цифровий обчислювальний пристрій (ЦРУ);

Синхронізатор;

Блок обробки інформації (БОІ);

Вузол керування;

Перетворювач СКТ-код.

4.3. Принцип дії.

Залежно від призначеного режиму роботи ППУ формує та випромінює у простір НВЧ- радіоімпульси чотирьох видів:

а) імпульси з лінійною частотною модуляцією (ЛЧМ) та середньою частотою f0;

б) імпульси з високостабільними за частотою і фазою (когерентними) НВЧ-коливаннями;

в) імпульси, що складаються з когерентної зондувальної частини та відволікаючої частини, в якій частота коливань НВЧ-випромінювання змінюється за випадковим або лінійним законом від імпульсу до імпульсу;

г) імпульси, що складаються з зондувальної частини, в якій частота НВЧ-коливань змінюється за випадковим або лінійним законом від імпульсу до імпульсу, і когерентної частини, що відволікає.

Фаза когерентних коливань НВЧ-випромінювання при включенні відповідної команди може змінюватись за випадковим законом від імпульсу до імпульсу.

ППУ формує зондувальні імпульси та здійснює перетворення та попереднє посилення відбитих імпульсів. АРГС може формувати зондувальні імпульси на технологічній частоті (частоті мирного часу – fмв) або бойових частотах (fліт).

Для виключення можливості формування імпульсів на бойових частотах під час проведення випробувань, експериментальних та навчальних робіт в АРГС передбачено тумблер «РЕЖИМ».

При встановленні тумблера «РЕЖИМ В» у положення ВКЛ формуються зондуючі імпульси тільки на частоті fліт, а при встановленні тумблера у положення ВІДКЛ – тільки на частоті fмв.

Крім зондувальних імпульсів, ППУ формує спеціальний пілотний сигнал, що використовується для підстроювання приймального сигналу ППУ та організації вбудованого контролю.

ВК здійснює перетворення на цифрову форму та обробку радіолокаційної інформації (РЛІ) за алгоритмами, відповідними режимам та завданням АРГС. Основні функції обробки інформації розподілені між БОІ та ЦРУ.

Синхронізатор формує синхронізуючі сигнали та команди для управління блоками та вузлами ППУ та видає БОЇ службові сигнали, що забезпечують запис інформації.

БОІ - швидкодіючий обчислювальний пристрій, що обробляє РЛІ відповідно до режимів, перерахованих у табл. 4.1, під управління ЦРУ.

БОІ здійснює:

Аналогово-цифрове перетворення РЛІ, що надходить від ППУ;

обробку цифрової РЛІ;

Видачу в ЦРУ результатів обробки та прийом з ЦРУ керуючої інформації;

Синхронізацію ППУ.

ЦРУ призначено для вторинної обробки РЛІ та управління блоками та вузлами АРГС у всіх режимах функціонування АРГС. ЦРУ вирішує такі завдання:

Виконання алгоритмів режиму включення робочих та контрольних режимів АРГС;

Прийом вихідної та поточної інформації від ІСУ та обробку прийнятої інформації;

Прийом інформації з БОІ, її обробку, а також передачу в БОІ інформації, що управляє;

Формування розрахункових кутів для керування антеною;

Розв'язання задач АРУ;

Формування та передача в ІСУ та автоматизовану контрольно-перевірочну апаратуру (АКПА) необхідної інформації.

Вузол управління та перетворювач СКТ-код забезпечують формування сигналів управління двигунами приводів антени та прийом з ЦРУ та передачу в ЦРУ інформації кутового каналу. З ЦВУ у вузол управління надходять:

Розрахункові кути положення антени по азимуту та куту місця (11-розрядний двійковий код);

Синхросигнали та керуючі команди.

З перетворювача СКТ-код у вузол управління надходять значення кутів положення антени по азимуту та куту місця (11-розрядний двійковий код).

ВІП призначені для електроживлення блоків і вузлів АРГС і здійснюють перетворення напруги 27 В БС на постійні напруги

4.4. Зовнішні зв'язки.

АРГС пов'язана з електросхемою ракети двома роз'ємами У1 та У2.

Через роз'єм У1 в АРГС надходять напруги електроживлення 27 В БС і 36 400 Гц.

Через роз'єм У2 в АРГС подаються команди управління у вигляді напруги 27 і здійснюється обмін цифровою інформацієюдвополярним послідовним кодом

Роз'єм У3 призначений для контролю. Через нього в АРГС подається команда «Контроль», а з АРГС видається інтегральний аналоговий сигнал «Справність», інформація про працездатність блоків та пристроїв АРГС у вигляді двополярного коду послідовного і напруги вторинного джерела живлення АРГС.

4.5. Електроживлення

Для живлення АРГС від електросхеми ракети надходять:

Постійна напруга БС 27 ± 2,7

Змінна трифазна напруга 36 ± 3,6 частотою 400 ± 20 Гц.

Струм споживання від системи електропостачання:

По ланцюзі 27 В – не більше 24,5 А;

По ланцюгу 36 400 Гц – трохи більше 0,6 А з кожної фазі.

4.6. Конструкція.

Моноблок виконаний з литого магнієвого корпусу, на якому встановлені блоки та вузли, та кришка, яка кріпиться до задньої стінки корпусу. На кришці встановлені роз'єми У1 – У3, технологічний роз'єм «КОНТРОЛЬ», які не використовуються в експлуатації, тумблер «РЕЖИМ» зафіксований у певному положенні захисним ковпачком (втулкою). У передній частині моноблока розташована антена. Безпосередньо на хвилеводно-щілинній решітці антени розташовані елементи високочастотного тракту та пристрої керування ними. Корпус відсіку 1 виконаний у вигляді титанової зварної конструкції зі шпангоутами.

Конус виконаний керамічного радіопрозорого склопластику та закінчується титановим кільцем, що забезпечує кріплення конуса до корпусу відсіку 1 за допомогою клинового з'єднання.

По периметру кришки та конуса встановлені гумові прокладки, що забезпечують герметизацію АРГС.

Після остаточного налаштування на заводі-виробнику перед встановленням моноблока в корпус усі зовнішні металеві деталі, що не мають лакофарбового покриття, знежирюються та покриваються мастилом.

Створення систем високоточного наведення на мету дальнобійних ракет класу «земля-земля» – одна з найважливіших і складних проблем розробки високоточної зброї (СОТ). Це зумовлено насамперед тим, що за інших рівних умов сухопутні цілі мають значно менше співвідношення «корисний сигнал/перешкода» порівняно з морськими та повітряними, а пуск та наведення ракети здійснюються без безпосереднього контакту оператора з метою.

У високоточних ракетних комплексах далекого вогневого ураження класу «земля-земля», що реалізують концепцію ефективного ураження наземних цілей бойовими частинами звичайного спорядження незалежно від дальності стрільби, для управління на кінцевій ділянці траєкторії системи інерційної навігації комплексуються з системами самонаведення ракет, в яких використовується принцип геофізичних полів Землі. Інерційна навігаційна система як базова забезпечує високу схибленість і автономність комплексованих систем. Це дає низку незаперечних переваг, зокрема за умов безперервного вдосконалення систем протиракетної оборони.

Для комплексування інерційних систем управління із системами самонаведення по геофізичних полях Землі насамперед необхідна спеціальна система інформаційного забезпечення.

Ідеологія та принципи системи інформаційного забезпечення визначаються основними характеристиками об'єктів поразки та власне комплексів озброєння. Функціонально інформаційне забезпеченнявисокоточних ракетних комплексів включає такі основні складові, як отримання і дешифрування розвідувальної інформації, вироблення целевказівки, доведення інформації цілевказівки до комплексів ракетної зброї.

Найважливішим елементом систем високоточного наведення ракет є головки самонаведення (ГСН). Однією з вітчизняних організацій, що займається розробками в цій галузі, є Центральний НДІ автоматики та гідравліки (ЦНДІАГ), розташований у Москві. Там був накопичений великий досвід розробки систем наведення ракет класу «земля-земля» з головками самонаведення оптичного та радіолокаційного типів з кореляційно-екстремальною обробкою сигналів.

Застосування кореляційно-екстремальних систем самонаведення по картах геофізичних полів шляхом порівняння значень геофізичного поля, виміряного в польоті, із закладеною на згадку про бортову ЕОМ його еталонною картою дозволяє виключити ряд накопичених помилок управління. Для систем самонаведення по оптичному зображенню місцевості еталонною картою може бути оптичний розвідувальний знімок, на якому мета визначається практично без помилок щодо елементів навколишнього ландшафту. Внаслідок цього ГСН, що орієнтується за елементами ландшафту, наводиться саме у вказану точку незалежно від того, з якою точністю відомі її географічні координати.

Появі дослідних зразків оптичних та радіолокаційних кореляційно-екстремальних систем та їх ДСН передував величезний обсяг теоретичних та експериментальних досліджень у галузі інформатики, теорій розпізнавання образів та обробки зображень, основ розробки апаратного та програмного забезпечення для поточних та еталонних зображень, організації банків фоно-ціл ділянок земної поверхніу різних діапазонах електромагнітного спектру, математичного моделювання ГСН, вертолітних, літакових та ракетних випробувань.

Конструкція одного з варіантів оптичної ДСП наведена на Мал. 1 .

Оптична ГСН забезпечує у польоті розпізнавання ділянки ландшафту в районі мети за його оптичним зображенням, сформованим об'єктивом координатора на поверхні матричного багатоелементного фотоприймача. Кожен елемент приймача перетворює яскравість відповідної йому ділянки місцевості електричний сигнал, який надходить на вхід пристрою, що кодує. Сформований цим пристроєм бінарний код записується на згадку про ЕОМ. Тут же зберігається еталонне зображення шуканої ділянки місцевості, отримане за фотознімком і закодоване за тим самим алгоритмом. При зближенні з цією метою ведеться ступінчасте масштабування шляхом виклику з пам'яті ЕОМ еталонних зображень відповідного масштабу.

Розпізнавання ділянки місцевості проводиться у режимах захоплення та супроводу мети. У супроводі мети використовується безпошуковий метод, заснований на алгоритмах теорії розпізнавання образів.

Алгоритм роботи оптичної ГСН надає можливість формувати сигнали управління як у режимі безпосереднього наведення, і у режимі екстраполяції кутів наведення. Це дозволяє як підвищити точність наведення ракети на ціль, а й забезпечити екстраполяцію сигналів управління у разі зриву супроводу мети. Гідність оптичних ГСН – пасивний режим роботи, висока роздільна здатність, малі маса та габарити.

Радіолокаційні ГСН забезпечують високу погодну, сезонну та ландшафтну надійність при суттєвому зменшенні інструментальних помилок системи управління та цілевказівки. Загальний вигляд одного з варіантів радіолокаційної ДСП наведено на Мал. 2 .

Принцип дії радіолокаційної ГСН заснований на кореляційному порівнянні поточного радіолокаційного зображення яскравості місцевості в районі мети, одержуваного на борту ракети за допомогою радіолокатора, з еталонними зображеннями, попередньо синтезованими за первинними інформаційними матеріалами. Як первинні інформаційні матеріали використовуються топографічні карти, цифрові карти місцевості, аерофотознімки, космічні знімки та каталог питомих ефективних поверхонь розсіювання, що характеризують відбивні властивості радіолокацій різних поверхонь і забезпечують переведення оптичних знімків в радіолокаційні зображення місцевості, адекватні поточним зображенням. Поточні та еталонні зображення подаються у вигляді цифрових матриць, та їх кореляційна обробка проводиться у бортовій ЕОМ відповідно до розробленого алгоритму порівняння. Головною метою роботи радіолокаційної ГСН є визначення координат проекції центру мас ракети щодо точки мети в умовах роботи по місцевості різної інформативності, заданих метеорологічних умов з урахуванням сезонних змін, наявності радіотехнічної протидії та впливу динаміки польоту ракети на точність знімання поточного зображення.

Розробка та подальше вдосконаленняоптичних та радіолокаційних ДСП базуються на наукових та технічних досягненнях у галузі інформатики, обчислювальної техніки, систем обробки зображень, на нових технологіях створення ГСН та їх елементів Високоточні системи самонаведення, що розробляються в даний час, увібрали в себе накопичений досвід і сучасні принципи створення таких систем. Вони використовують високопродуктивні бортові процесори, що дають змогу реалізувати складні алгоритми функціонування систем у масштабі реального часу.

Наступним кроком у створенні точних та надійних систем самонаведення високоточних ракет класу «земля-земля» стала розробка багатоспектральних систем корекції видимого, радіо-, інфрачервоного та ультрафіолетового діапазонів, комплексованих з каналами прямого наведення ракет на ціль. Розробка каналів прямого наведення на ціль пов'язана зі значними труднощами, пов'язаними з особливостями цілей, траєкторій ракет, умовами їх застосування, а також типом головних частин та їх бойовими характеристиками.

Складність розпізнавання цілей як прямого наведення, визначальна складність програмно-алгоритмического забезпечення високоточного наведення, призвела до необхідності інтелектуалізації систем наведення. Одним із її напрямків слід вважати реалізацію в системах принципів штучного інтелекту на базі нейроподібних мереж.

Серйозні успіхи фундаментальних та прикладних наук у нашій країні, у тому числі в галузі теорії інформації та теорії систем зі штучним інтелектом, дозволяють реалізувати концепцію створення суперточних, прецизійних ракетних систем ураження наземних цілей, що забезпечують ефективність роботи у широкому спектрі умов бойового застосування. Однією з останніх реалізованих розробок у цій галузі є оперативно-тактичний ракетний комплекс"Іскандер".

Винахід відноситься до оборонної техніки, зокрема до систем наведення ракет. Технічний результат - підвищення точності супроводу цілей та їх вирішення за азимутом, а також збільшення дальності виявлення. Активна радіолокаційна головка самонаведення містить гіростабілізований привід антени з встановленими на ньому щілинною антеною гратами моноімпульсного типу, триканальний приймальний пристрій, передавач, триканальний АЦП, програмований процесор сигналів, синхронізатор, опорний генератор і цифрову обчислювальну машину. У процесі обробки сигналів реалізується висока роздільна здатність наземних цілей і висока точність визначення їх координат (дальність, швидкість і кут місця і азимут). 1 іл.

Винахід відноситься до оборонної техніки, зокрема до систем наведення ракет, призначених для виявлення та супроводу наземних цілей, а також для формування та видачі сигналів управління в систему управління ракети (СУР) для її наведення на ціль.

Відомі пасивні радіолокаційні головки самонаведення (РГС), наприклад РГС 9Б1032Е [рекламний буклет ВАТ «Агат», Міжнародний авіаційно-космічний салон «Макс-2005»], недоліком яких є обмежений клас цілей, що виявляються - тільки радіовипромінюючі цілі.

Відомі напівактивні та активні РГС, призначені для виявлення та супроводу повітряних цілей, наприклад, такі як вогнева секція [патент UA №2253821 від 06.10.2005 р.], багатофункціональна моноімпульсна доплерівська головка самонаведення (ГСН) для ракети РВВ Агат», Міжнародний авіаційно-космічний салон «Макс-2005»], удосконалена ГСН 9Б-1103М (діаметр 200 мм), ГСН 9Б-1103М (діаметр 350 мм) [Космічний кур'єр, №4-5, 2001, стор. 47], недоліками яких є обов'язкова наявність станції підсвічування мети (для напівактивних РГС) та обмежений клас виявлених та супроводжуваних цілей - лише повітряні цілі.

Відомі активні РГС, призначені для виявлення та супроводу наземних цілей, наприклад, такі як ARGS-35E [Рекламний буклет ВАТ "Радар-ММС", Міжнародний авіаційно-космічний салон "Макс-2005"], ARGS-14E [Рекламний буклет ВАТ "Радар -ММС», Міжнародний авіаційно-космічний салон «Макс-2005»], [Доплерівська ДСП для ракети: заявка 3-44267 Японія, МКИ G01S 7/36, 13/536, 13/56/ Hippo dense kiki KK Опубл. 7.05.91], недоліками яких є низька роздільна здатність цілей по кутовим координатамі, як наслідок, невисокі дальності виявлення та захоплення цілей, а також низька точність їхнього супроводу. Перераховані недоліки даних ГСН обумовлені використанням сантиметрового діапазону хвиль, що не дозволяє реалізувати при малому міделі антени вузьку діаграму спрямованості антени та низький рівень її бічних пелюсток.

Відома також когерентна імпульсна РЛС з підвищеною роздільною здатністю по кутових координатах [патент США №4903030, МКИ G01S 13/72/ Electronigue Serge Dassault. Опубл. 20.2.90], яку пропонується використовувати у ракеті. У цьому РЛС кутове положення точки лежить на поверхні землі представляється як функція частоти Доплера відбитого від неї радіосигналу. Група фільтрів, виділені на виділення доплерівських частот сигналів, відбитих від різних точок землі, створюється з допомогою застосування алгоритмів швидкого перетворення Фур'є. Кутові координати точки на земній поверхні визначаються за номером фільтра, у якому виділено радіосигнал, відбитий від цієї точки. РЛС використовує синтез апертури антени з фокусуванням. Компенсація зближення ракети з обраною метою під час формування кадру забезпечується управлінням стробом дальності.

Недоліком розглянутої РЛС є її складність, через складність забезпечення синхронної зміни частот кількох генераторів для реалізації зміни від імпульсу до імпульсу частоти коливань, що випромінюються.

З відомих технічних рішень найбільш близьким (прототипом) є РГС патент США №4665401, МКИ G01S 13/72/ Sperri Corp., 12.05.87. РГС, що працює в міліметровому діапазоні хвиль, здійснює пошук та супровід наземних цілей за дальністю та за кутовими координатами. Розрізнення цілей за дальністю в РГС здійснюється за рахунок застосування кількох вузькосмугових фільтрів проміжної частоти, що забезпечують достатньо гарне ставленнясигнал-шум на виході приймача Пошук мети по дальності виконується за допомогою генератора пошуку діапазону, що генерує сигнал з частотою, що лінійно змінюється, для модуляції їм сигналу несучої частоти. Пошук мети з азимуту здійснюється скануванням антени в азимутальной площині. Спеціалізований обчислювач, що використовується в РГС, здійснює вибір елемента роздільної здатності за дальністю, в якому знаходиться мета, а також стеження мети по дальності та кутовим координатам. Стабілізація антени - індикаторна, виконується за сигналами, що знімаються з датчиків тангажу, крену та нишпорення ракети, а також за сигналами, що знімаються з датчиків кута місця, азимуту та швидкості руху антени.

Недоліком прототипу є низька точність супроводу цілей, зумовлена високим рівнембічних пелюсток антени та поганою стабілізацією антени. До недоліку прототипу також можна віднести низьку роздільну здатність цілей по азимуту і малу (до 1,2 км) дальність їх виявлення, обумовлену використанням в РГС гомодинного способу побудови приймально-передаючого тракту.

Завданням винаходу є підвищення точності супроводу цілей та їх вирішення за азимутом, а також збільшення дальності виявлення цілей.

Поставлена ​​задача досягається тим, що в РГС, що містить антенний перемикач (АП), датчик кутового положення антени в горизонтальній площині (ДУПА гп), механічно з'єднаний з віссю обертання антени в горизонтальній площині, датчик кутового положення антени у вертикальній площині (ДУПА вп) , механічно з'єднаний з віссю обертання антени у вертикальній площині, введені:

Щілинна антенна решітка (ЩАР) моноімпульсного типу, механічно закріплена на гіроплатформі введеного гіростабілізованого приводу антени і що складається з аналого-цифрового перетворювача горизонтальної площини (АЦП гп), аналого-цифрового перетворювача вертикальної площини (АЦП вп), цифро , цифроаналогового перетворювача вертикальної площини (ЦАП вп), двигуна прецесії гіроплатформи горизонтальної площини (ДПГ гп), двигуна прецесії гіроплатформи вертикальної площини (ДПГ вп) та мікроЦВМ;

Триканальний приймальний пристрій (ПЗМУ);

Передавач;

Трьохканальний АЦП;

Програмований процесор сигналів (ППЗ);

Синхронізатор;

Опорний генератор (ОГ);

Цифрова обчислювальна машина (ЦВМ);

Чотири цифрові магістралі (ЦМ), що забезпечують функціональні зв'язки між ППС, ЦВМ, синхронізатором та мікроЦВМ, а також ППС - з контрольно-перевірочною апаратурою (КПА), ЦВМ - з КПА та зовнішніми пристроями.

На кресленні наведено структурна схемаРГС, де зазначено:

1 - щілинна антенна решітка (ЩАР);

2 – циркулятор;

3 - приймальний пристрій (ПЗМУ);

4 - аналого-цифровий перетворювач (АЦП);

5 - програмований процесор сигналів (ППЗ);

6 - привід антени (ПА), що функціонально поєднує ДУПА гп, ДУПА вп, АЦП гп, АЦП вп, ЦАП гп, ЦАП вп, ДПГ гп, ДПГ вп і мікроЦВМ;

7 – передавач (ПРД);

8 – опорний генератор (ОГ);

9 – цифрова обчислювальна машина (ЦВМ);

10 - синхронізатор,

ЦМ 1 ЦМ 2 ЦМ 3 і ЦМ 4 - перша, друга, третя і четверта цифрові магістралі, відповідно.

На кресленні пунктирними лініями відображено механічні зв'язки.

Щілинна антенна решітка 1 являє собою типову ЩАР моноімпульсного типу, що використовується в даний час в багатьох станціях радіолокації (РЛС), таких, наприклад, як «Спис», «Жук» розробки ВАТ «Корпорація «Фазотрон - НДІР» [Рекламний буклет ВАТ «Корпорація «Фазотрон – НДІР», Міжнародний авіаційно-космічний салон «Макс-2005»]. Порівняно з іншими типами антен ЩАР забезпечує нижчий рівень бічних пелюсток. Описувана ЩАР 1 формує на передачу одну діаграму спрямованості (ДН) голчастого типу, а на прийом - три ДН: сумарну та дві різницеві - у горизонтальній та вертикальній площинах. ЩАР 1 механічно закріплена на гіроплатформі гіростабілізованого приводу антени ПА 6, що забезпечує практично ідеальну її розв'язку від коливань корпусу ракети.

ЩАР 1 має три виходи:

1) сумарний Σ, що є одночасно і входом ЩАР;

2) різницева горизонтальна площина Δ г;

3) різницева вертикальна площина Δ в.

Циркулятор 2 - типовий пристрій, що використовується в даний час у багатьох РЛС і РГС, наприклад, описаний в патенті UA 2260195 від 11.03.2004 р. Циркулятор 2 забезпечує передачу радіосигналу від ПРД 7 до сумарного входу-виходу ЩАР 1 і прийнятого радіосигналу -Виходу ЩАР 1 до входу третього каналу ПРМУ 3.

Приймальний пристрій 3 - типовий триканальний приймальний пристрій, що застосовується в даний час у багатьох РГС та РЛС, наприклад, описане в монографії [ Теоретичні основирадіолокації. / За ред. Я.Д.Шірмана - М.: Рад. радіо, 1970, стор.127-131]. Смуга пропускання кожного з ідентичних каналів ПЗМУ 3 оптимізована на прийом та перетворення на проміжну частоту одиночного радіоімпульсу прямокутної форми. ПРМУ 3 у кожному з трьох каналів забезпечує посилення, фільтрацію від шумів і перетворення на проміжну частоту радіосигналів, що надходять на вхід кожного із згаданих каналів. Як опорні сигнали, необхідні при проведенні перетворень над прийнятими радіосигналами в кожному з каналів, використовуються високочастотні сигнали, що надходять з ОГ 8. Відкриття ПЗМУ 3 здійснюється по синхросигналу, що надходить з синхронізатора 10.

ПРМУ 3 має 5 входів: перший, що є входом першого каналу ПЗМУ, призначений для введення радіосигналу, прийнятого ЩАР 1 по різницевому каналу горизонтальної площини г; другий, що є входом другого каналу ПЗМУ, призначений для введення радіосигналу, прийнятого ЩАР 1 по різницевому каналу вертикальної площини в; третій, що є входом третього каналу ПРМУ, призначений для введення радіосигналу, прийнятого ЩАР 1 сумарного каналу Σ; 4-й - для введення із синхронізатора 10 синхросигналів; 5 - для введення з ОГ 8 опорних високочастотних сигналів.

ПРМУ 3 має 3 виходи: 1-й - для виведення радіосигналів, посилених у першому каналі; 2-й – для виведення радіосигналів, посилених у другому каналі; 3-й – для виведення радіосигналів, посилених у третьому каналі.

Аналого-цифровий перетворювач 4 являє собою типовий триканальний АЦП, наприклад, АЦП AD7582 фірми «Analog Devies». АЦП 4 перетворює надходять з ПЗМУ 3 радіосигнали проміжної частоти цифрову форму. Момент початку перетворень визначається тактуючими імпульсами, що надходять із синхронізатора 10. Вихідним сигналом кожного каналу АЦП 4 є оцифрований радіосигнал, що приходить на його вхід.

Програмований процесор сигналів 5 являє собою типову ЦВМ, використовувану в будь-якій сучасній РГС або РЛС та оптимізовану на первинну обробку прийнятих радіосигналів. ППС 5 забезпечує:

За допомогою першої цифрової магістралі (ЦМ 1) зв'язок із ЦВМ 9;

За допомогою другої цифрової магістралі (ЦМ 2) зв'язок із КПА;

Реалізацію функціонального програмного забезпечення (ФПО ппс), що містить всі необхідні константи і забезпечує виконання в ППС 5 наступних обробок радіосигналів: квадратурну обробку оцифрованих радіосигналів, що надходять на його входи; когерентне накопичення цих радіосигналів; множення накопичених радіосигналів на опорну функцію, що враховує форму ДН антени; виконання над результатом множення процедури швидкого перетворення Фур'є (ШПФ).

Примітки.

До ФПО ппс не пред'являється особливих вимог: воно лише має бути адаптоване до операційної системи, що використовується в ПКС 5.

Як ЦМ 1 і ЦМ 2 може бути використана будь-яка з відомих цифрових магістралей, наприклад, цифрова магістраль МПІ (ГОСТ 26765.51-86) або МКИО (ГОСТ 26765.52-87).

Алгоритми згаданих вище обробок відомі та описані в літературі, наприклад, у монографії [Меркулов В.І., Канащенков А.І., Перов А.І., Дрогалін В.В. та ін Оцінювання дальності та швидкості в радіолокаційних системах. Ч.1. / За ред. А.І.Канащенкова та В.І.Меркулова - М.: Радіотехніка, 2004, стор.162-166, 251-254], в патенті США №5014064, кл. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991 та патент РФ №2258939, 20.08.2005.

Результати перерахованих вище обробок у вигляді трьох матриць амплітуд (МА), сформованих з радіосигналів, відповідно прийнятих по різницевому каналу горизонтальної площини - МА Δг, різницевому каналу вертикальної площини - МА Δв і сумарному каналу - МА Σ ППС 5 записує в буфер цифрової магістралі 1 . Кожна з МА є таблицею, заповнену значеннями амплітуд радіосигналів, відбитих від різних ділянок земної поверхні.

Матриці МА Δг, МА Δв та MA Σ є вихідними даними ППС 5.

Привід антени 6 являє собою типовий гіростабілізований (з силовою стабілізацією антени) привід, що використовується в даний час у багатьох РГС, наприклад, РГС ракети Х-25МА [Карпенко А.В., Ганін С.М. Вітчизняні авіаційні тактичні ракети. - З-П.: 2000, стор.33-34]. Він забезпечує (порівняно з електромеханічними та гідравлічними приводами, що реалізують індикаторну стабілізацію антени) практично ідеальну розв'язку антени від корпусу ракети [Меркулов В.І., Дрогалін В.В., Канащенков А.І. та ін Авіаційні системи радіокерування. Т.2. Радіоелектронні системи самонаведення. / Під. ред. А.І.Канащенкова та В.І.Меркулова. - М: Радіотехніка, 2003, стр.216]. ПА 6 забезпечує обертання ЩАР 1 у горизонтальній та вертикальній площинах та її стабілізацію у просторі.

ДУПА гп, ДУПА вп, АЦП гп, АЦП вп, ЦАП гп, ЦАП вп, ДПГ гп, ДПГ вп, що функціонально входять до складу ПА 6 широко відомі і використовуються в даний час в багатьох РГС і РЛС. МікроЦВМ є типовою ЦВМ, реалізованою на одному з відомих мікропроцесорів, наприклад мікропроцесорі MIL-STD-1553В розробки АТ «Електронна компанія «ЕЛКУС». МікроЦВМ за допомогою цифрової магістралі ЦМ 1 пов'язана з ЦВМ 9. Цифрова магістраль ЦМ 1 використовується також і для введення мікроЦВМ функціонального програмного забезпечення приводу антени (ФПО па).

До ФПО па не пред'являється особливих вимог: воно лише має бути адаптоване до операційної системи, використовуваної мікроЦВМ.

Вхідними даними ПА 6, що надходять ЦМ 1 з ЦВМ 9, є: номер N p режиму роботи ПА і значення параметрів неузгодженості в горизонтальній Δϕ г і вертикальної Δϕ в площинах. Перелічені вхідні дані надходять у ПА 6 при кожному обміні з ЦОМ 9.

ПА 6 працює у двох режимах: «Арретування» та «Стабілізація».

У режимі «Арретування», що задається ЦВМ 9 відповідним номером режиму, наприклад N p =1, мікроЦВМ на кожному такті роботи зчитує з АЦП гп і АЦП вп перетворені ними на цифрову форму значення кутів положення антени, що надходять на них відповідно з ДУПА гп і ДУПА вп. Значення кута α положення антени в горизонтальній площині мікроЦВМ видає в ЦАП гп, який перетворює його в напругу постійного струму, пропорційного значенню цього кута, і подає його на ДПГ гп. ДПГ гп починає обертати гіроскоп, змінюючи цим кутове положення антени горизонтальній площині. Значення кута ϕ ав положення антени у вертикальній площині мікроЦВМ видає ЦАП вп, який перетворює його в напругу постійного струму, пропорційного значенню цього кута, і подає його на ДПГ вп. ДПГ вп починає обертати гіроскоп, змінюючи цим кутове положення антени у вертикальній площині. Таким чином, у режимі "Арретування" ПА 6 забезпечує співвісне з будівельною віссю ракети положення антени.

У режимі «Стабілізація», що задається ЦВМ 9 відповідним номером режиму, наприклад N p =2, мікроЦВМ на кожному такті роботи зчитує з буфера ЦМ 1 значення параметрів неузгодженості в горизонтальній г і вертикальної в площинах. Значення параметра неузгодженості Δϕ г в горизонтальній площині мікроЦВМ видає ЦАП гп. ЦАП гп значення цього параметра неузгодженості перетворює на напругу постійного струму, пропорційного значення параметра неузгодженості, і подає його на ДПГ гп. ДПГ гп змінює кут прецесії гіроскопа, коригуючи цим кутове положення антени у горизонтальній площині. Значення параметра неузгодженості Δϕ у вертикальній площині мікроЦВМ видає ЦАП вп. ЦАП оп значення цього параметра неузгодження перетворює на напругу постійного струму, пропорційного значенню параметра неузгодження, і подає його на ДПГ вп. ДПГ вп змінює кут прецесії гіроскопа, коригуючи цим кутове положення антени у вертикальній площині. Таким чином, в режимі «Стабілізація» ПА 6 на кожному такті роботи забезпечує відхилення антени на кути, рівні значення параметрів неузгодженості в горизонтальній Δϕ і вертикальної Δϕ в площинах.

Розв'язку ЩАР 1 від коливань корпусу ракети ПА 6 забезпечує за рахунок властивостей гіроскопа утримувати просторове положення своїх осей незмінним при еволюціях основи, на якому він закріплений.

Виходом ПА 6 є ЦМ, в буфер якої мікроЦВМ на кожному такті роботи записує цифрові коди значень кутового положення антени в горизонтальній ? і вертикальній ? , знятих з ДУПА гп та ДУПА вп.

Передавач 7 - типовий ПРД, який використовується в даний час у багатьох РЛС, наприклад, описаний у патенті UA 2260195 від 11.03.2004. ПРД 7 призначений для формування радіоімпульсів прямокутної форми. Період повторення формованих передавачем радіоімпульсів задається синхроімпульсами, що надходять з синхронізатора 10. Як генератор, що задає передавача 7 використовується опорний генератор 8.

Опорний генератор 8 являє собою типовий гетеродин, використовуваний практично будь-якої активної РГС або РЛС, що забезпечує генерацію опорних сигналів заданої частоти.

Цифрова обчислювальна машина 9 являє собою типову ЦВМ, використовувану в будь-якій сучасній РГС або РЛС та оптимізовану на вирішення завдань вторинної обробки прийнятих радіосигналів та управління апаратурою. Прикладом такої ЦВМ може бути ЦВМ «Багет-83», виробництва НДІ СІ РАН КБ «Корунд». ЦВМ 9:

За згаданою раніше ЦМ 1 допомогою передачі відповідних команд забезпечує управління ППС 5, ПА 6 і синхронізатором 10;

По третій цифровій магістралі (ЦМ 3), як яку використовується цифрова магістраль МКИО, за допомогою передачі з КПА відповідних команд і ознак забезпечує самотестування;

ЦМ 3 приймає з КПА функціональне програмне забезпечення (ФПО цвм) і запам'ятовує його;

По четвертій цифровій магістралі (ЦМ 4), якою використовується цифрова магістраль МКИО, забезпечує зв'язок із зовнішніми пристроями;

Реалізацію ФПО ЦВМ.

Примітки.

До ФПО ЦВМ не пред'являється особливих вимог: воно лише повинно бути адаптоване до операційної системи, що використовується в ЦОМ 9. Як ЦМ 3 і ЦМ 4 може бути використана будь-яка з відомих цифрових магістралей, наприклад, цифрова магістраль МПІ (ГОСТ 26765.51-86) або МКІО (ГОСТ 26765.52-87).

Реалізація ФПО ЦВМ дозволяє ЦВМ 9 виконати таке:

1. За отриманими від зовнішніх пристроїв цілей, кутового положення мети в горизонтальній цццу і вертикальній цвцу площинах, дальності Д цу до мети і швидкості зближення V сбцу ракети з метою розрахувати період повторення зондувальних імпульсів.

Алгоритми розрахунку періоду повторення зондувальних імпульсів широко відомі, наприклад, вони описані в монографії [Меркулов В.І., Канащенков А.І., Перов А.І., Дрогалін В.В. та ін Оцінювання дальності та швидкості в радіолокаційних системах. 4.1. / За ред. А.І.Канащенкова та В.І. Меркулова - М: Радіотехніка, 2004, стр.263-269].

2. Над кожною зі сформованих у ППС 5 і переданих у ЦВМ 6 по ЦМ 1 матриць МА Δг, МА Δв і МА Σ виконати таку процедуру: порівняти значення амплітуд радіосигналів, записаних в осередках перерахованих МА, зі значенням порога і, якщо значення амплітуди радіо в осередку більше значення порога, то в цей осередок записати одиницю, в інакше- нуль. В результаті цієї процедури з кожної згаданої МА ЦВМ 9 формує відповідну матрицю виявлення (МО) - МО Δг, МО Δв і MO Σ в осередках якої записані нулі або одиниці, причому одиниця сигналізує про наявність мети в даному осередку, а нуль - про її відсутність .

3. За координатами осередків матриць виявлення МО Δг, МО Δв та МО Σ , у яких зафіксовано наявність мети, обчислити видалення кожної з виявлених цілей від центру (тобто від центрального осередку) відповідної матриці, та порівнянням цих видалень визначити мету, найближчу до центру відповідної матриці. Координати цієї мети ЦВМ 9 запам'ятовує у вигляді: номери стовпця N стбд матриці виявлення МО Σ визначального видалення мети від центру MO Σ по дальності; номери рядка N стрv матриці виявлення MO Σ , Що визначає видалення мети від центру MO Σ за швидкістю зближення ракети з метою; номери стовпця N стбг матриці виявлення МО Δг, що визначає видалення мети від центру МО Δг по куту в горизонтальній площині; номера рядка N стор матриці виявлення МО Δв, що визначає видалення мети від центру МО Δв по куті у вертикальній площині.

4. Використовуючи запам'ятовані номери стовпця N стбд та рядки N стрv матриці виявлення МО Σ за формулами:

(де Д цмо, V цмо - координати центру матриці виявлення MO Σ : ΔД і ΔV - константи, що задають дискрет стовпця матриці виявлення MO Σ за дальністю і дискрет рядки матриці виявлення MO Σ за швидкістю, відповідно), обчислити значення дальності до мети Д ц та швидкості зближення V сб ракети з метою.

5. Використовуючи запам'ятовані номери стовпця N стбг матриці виявлення МО Δг і рядки N стор матриці виявлення МО Δв, а також значення кутового положення антени в горизонтальній ϕ аг і вертикальної ϕ ав площинах, за формулами:

(де Δϕ стбг і Δϕ стрв - константи, що задають дискрет стовпця матриці виявлення МО Δг по куту в горизонтальній площині і дискрет рядки матриці виявлення МО Δв по кутку у вертикальній площині, відповідно), обчислити значення пеленгів мети в горизонтальній ϕ цг і вертикальній площин.

6. Обчислити значення параметрів неузгодженості у горизонтальній Δϕ г та вертикальній Δϕ у площинах за формулами

або за формулами

де ϕ цгцу, ϕ цвцу - значення кутів положення мети у горизонтальній та вертикальній площинах, відповідно, отримані від зовнішніх пристроїв як вказівки на ціль; ? цг і ? цв - обчислені в ЦВМ 9 значення пеленгів мети в горизонтальній та вертикальній площинах, відповідно; ϕ аг і ϕ ав - значення кутів положення антени у горизонтальній та вертикальній площинах відповідно.

Синхронізатор 10 - звичайний синхронізатор, який використовується в даний час у багатьох РЛС, наприклад, описаний у заявці на винахід RU 2004108814 від 24.03.2004 або патенті RU 2260195 від 11.03.2004. Синхронізатор 10 призначений для формування синхроімпульсів різної тривалості та частоти повторення, що забезпечують синхронну роботу РГС. Зв'язок з ЦВМ 9 синхронізатор 10 здійснює ЦМ 1 .

Заявлений пристрій працює наступним чином.

На землі з КПА цифрової магістралі ЦМ 2 в ППС 5 вводять ФПО ппс, яке записується в його запам'ятовуючий пристрій (ЗУ).

На землі з КПА цифровою магістраллю ЦМ 3 в ЦВМ 9 вводять ФПО цвм, яке записується в його ЗУ.

На землі з КПА цифрової магістралі ЦМ 3 через ЦВМ 9 в мікроЦВМ вводять ФПО мікроЦВМ, яке записується в його ЗУ.

Зазначаємо, що вводяться з КПА ФПО цвм, ФПО мікроЦВМ і ФПО ппс містять програми, що дозволяють реалізувати в кожному з перерахованих обчислювачів всі згадані вище завдання, при цьому до складу входять значення всіх необхідних при обчисленнях і логічних операціях констант.

Після подачі живлення ЦВМ 9, ППС 5 та мікроЦВМ приводу антени 6 починають реалізацію їх ФПЗ, при цьому вони виконують наступне.

1. ЦВМ 9 передає по цифровій магістралі ЦМ 1 мікроЦВМ номер режиму N p , відповідний перекладу ПА 6 в режим «Арретування».

2. МікроЦВМ, прийнявши номер режиму N p «Арретування», зчитує з АЦП гп і АЦП вп перетворені ними на цифрову форму значення кутів положення антени, що надходять на них відповідно до ДУПА гп і ДУПА вп. Значення кута α положення антени в горизонтальній площині мікроЦВМ видає в ЦАП гп, який перетворює його в напругу постійного струму, пропорційного значенню цього кута, і подає його на ДПГ гп. ДПГ гп обертає гіроскоп, змінюючи цим кутове положення антени горизонтальній площині. Значення кута ϕ ав положення антени у вертикальній площині мікроЦВМ видає ЦАП вп, який перетворює його в напругу постійного струму, пропорційного значенню цього кута, і подає його на ДПГ вп. ДПГ оп обертає гіроскоп, змінюючи цим кутове положення антени у вертикальній площині. Крім цього, мікроЦВМ значення кутів положення антени в горизонтальній ? і вертикальній ? ав площинах записує в буфер цифрової магістралі ЦМ 1 .

3. ЦВМ 9 зчитує з буфера цифрової магістралі ЦМ 4 подані з зовнішніх пристроїв наступні цілевказівки: значення кутового положення мети в горизонтальній цццу і вертикальній площині, значення дальності Д цу до мети, швидкості зближення V сбцу ракети з метою і .

Якщо всі перелічені вище дані нульові, ЦВМ 9 виконує дії, описані в п.п.1 і 3, при цьому мікроЦВМ виконує дії, описані в п.2.

Якщо перераховані вище дані ненульові, то ЦВМ 9 зчитує з буфера цифрової магістралі ЦМ 1 значення кутового положення антени у вертикальній ? і горизонтальній ? площинах і за формулами (5) обчислює значення параметрів неузгодженості в горизонтальній ? записує до буфера цифрової магістралі ЦМ 1 . Крім цього ЦВМ 9 буфер цифрової магістралі ЦМ 1 записує номер режиму N p , відповідний режиму «Стабілізація».

4. МікроЦВМ, рахувавши з буфера цифрової магістралі ЦМ 1 номер режиму N p «Стабілізація», виконує наступне:

Зчитує з буфера цифрової магістралі ЦМ 1 значення параметрів неузгодженості горизонтальної Δϕ г і вертикальної Δϕ в площинах;

Значення параметра неузгодження Δϕ г в горизонтальній площині видає в ЦАП гп, який його перетворює на напругу постійного струму, пропорційного значенню отриманого параметра неузгодженості, і подає його на ДПГ гп; ДПГ гп починає обертати гіроскоп, змінюючи цим кутове положення антени горизонтальній площині;

Значення параметра неузгодженості Δϕ у вертикальній площині видає ЦАП вп, який його перетворює в напругу постійного струму, пропорційного значенню отриманого параметра неузгодженості, і подає його на ДПГ вп; ДПГ вп починає обертати гіроскоп, змінюючи цим кутове положення антени у вертикальній площині;

зчитує з АЦП гп і АЦП вп перетворені ними в цифрову форму значення кутів положення антени в горизонтальній α і вертикальній ?

5. ЦВМ 9 використовуючи цілевказівки, відповідно до алгоритмів, описаних в [Меркулов В.І., Канащенков А.І., Перов А.І., Дрогалін В.В. та ін Оцінювання дальності та швидкості в радіолокаційних системах. Ч.1. / За ред. А.І.Канащенкова та В.І.Меркулова - М.: Радіотехніка, 2004, стор.263-269], розраховує період повторення зондувальних імпульсів і, щодо зондувальних імпульсів, формує коди часових інтервалів, що визначають моменти відкриття ПЗМУ 3 та початок роботи ОГ 8 та АЦП 4.

Коди періоду повторення зондувальних імпульсів та тимчасових інтервалів, що визначають моменти відкриття ПЗМУ 3 та початку роботи ОГ 8 і АЦП 4, ЦВМ 9 цифрової магістралі ЦМ 1 передає в синхронізатор 10.

6. Синхронізатор 10 на основі згаданих вище кодів та інтервалів формує наступні синхроімпульси: імпульси запуску ПРД, імпульси закриття приймача, тактуючі імпульси ОГ, тактуючі імпульси АЦП, імпульси початку обробки сигналів. Імпульси запуску ПРД з першого виходу синхронізатора 10 надходять на перший вхід ПРД 7. Імпульси закриття приймача з другого виходу синхронізатора 10 надходять на четвертий вхід ПРМУ 3. Тактуючі імпульси ОГ надходять з третього виходу синхронізатора 10 на вхід АГ 8 Такт. синхронізатора 10 надходять на четвертий вхід АЦП 4. Імпульси початку обробки сигналів з виходу п'ятого синхронізатора 10 надходять на четвертий вхід ППС 5.

7. ОГ 8, отримавши тактуючий імпульс, обнуляє фазу високочастотного сигналу, що генерується ним, і видає його через свій перший вихід в ПРД 7 і через свій другий вихід на п'ятий вхід ПРМУ 3.

8. ПРД 7, отримавши імпульс запуску ПРД, використовуючи високочастотний сигнал опорного генератора 8, формує потужний радіоімпульс, який з його виходу надходить на вхід АП 2 і далі на сумарний вхід ЩАР 1, яка випромінює його в простір.

9. ЩАР 1 приймає відбиті від землі та цілей радіосигнали та зі своїх сумарного Σ, різницевого горизонтальної площини Δ г та різницевої вертикальної площини Δ у виходів видає їх відповідно на вхід-вихід АП 2, на вхід першого каналу ПРМУ 3 та на вхід другого каналу ПЗМУ 3. Радіосигнал, що надійшов на АП 2, транслюється на вхід третього каналу ПЗМУ 3.

10. ПРМУ 3 посилює кожен із згаданих вище радіосигналів, фільтрує від шумів і, використовуючи що надходять з ОГ 8 опорні радіосигнали, перетворює їх на проміжну частоту, причому посилення радіосигналів та їх перетворення на проміжну частоту він здійснює тільки в ті інтер закриття приймача

Перетворені на проміжну частоту згадані радіосигнали з виходів відповідних каналів ПЗМУ 3 надходять відповідно на входи першого, другого і третього каналів АЦП 4.

11. АЦП 4, при надходженні на його четвертий вхід з синхронізатора 10 тактуючих імпульсів, частота повторення яких в два рази вище частоти радіосигналів, що надходять з ПРМУ 3, квантує вступники на входи його каналів згадані радіосигнали за часом і рівнем, формуючи цим на виходах першого другого та третього каналів згадані вище радіосигнали у цифровій формі.

Зазначаємо, що частота повторення тактуючих імпульсів обрана вдвічі більшої частоти радіосигналів, що надходять на АЦП 4 з метою реалізації в ППС 5 квадратурної обробки прийнятих радіосигналів.

З відповідних виходів АЦП 4 згадані вище радіосигнали у цифровій формі надходять відповідно на перший, другий та третій входи ППС 5.

12. ППС 5, при надходженні на його четвертий вхід із синхронізатора 10 імпульсу початку обробки сигналів, над кожним із вищезгаданих радіосигналів відповідно до алгоритмів, описаних у монографії [Меркулов В.І., Канащенков А.І., Перов А.І. , Дрогалін В.В. та ін Оцінювання дальності та швидкості в радіолокаційних системах. Ч.1. / За ред. А.І.Канащенкова та В.І.Меркулова - М.: Радіотехніка, 2004, стор.162-166, 251-254], патент США №5014064, кл. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991 і патент РФ №2258939, 20.08.2005, здійснює: квадратурну обробку над прийнятими радіосигналами, усуваючи цим залежність амплітуд прийнятих радіосигналів від випадкових початкових фаз; когерентне накопичення прийнятих радіосигналів, забезпечуючи цим підвищення відношення сигнал/шум; множення накопичених радіосигналів на опорну функцію, що враховує форму ДН антени, усуваючи цим вплив на амплітуди радіосигналів форми ДН антени, включаючи вплив її бічних пелюсток; виконання над результатом множення процедури ДПФ, забезпечуючи цим підвищення роздільної здатності РГС у горизонтальній площині.

Результати перерахованих вище обробок ППС 5 у вигляді матриць амплітуд - МА Δг, МА Δв і MA Σ - записує в буфер цифрової магістралі ЦМ 1 . Ще раз відзначаємо, що кожна з МА є таблицею, заповненою значеннями амплітуд відбитих від різних ділянок земної поверхні радіосигналів, при цьому:

Матриця амплітуд МА Σ , сформована за радіосигналами, прийнятими по сумарному каналу, по суті є радіолокаційним зображенням ділянки земної поверхні в координатах «Дальність×частота Доплера», розміри якого пропорційні ширині ДН антени, куту нахилу ДН і дальності до землі. Амплітуда радіосигналу, записана в центрі матриці амплітуд по координаті «Дальність», відповідає ділянці земної поверхні, що знаходиться від РГС на віддаленні Д цма = Д цу, де Д цма - дальність до центру матриці амплітуд, Д цу - дальність цілевказівок. Амплітуда радіосигналу, записана в центрі матриці амплітуд за координатою «частота Доплера», відповідає ділянці земної поверхні, що зближується з РГС зі швидкістю V Сбц, тобто. V цма = V сбцу, де V цма - швидкість центру матриці амплітуд;

Матриці амплітуд МА Δг і МА Δв, сформовані, відповідно, по різницевих радіосигналів горизонтальної площини та різницевих радіосигналів вертикальної площини, тотожні багатовимірним кутовим дискримінаторам. Амплітуди радіосигналів, записаних у центрах даних матриць, відповідають ділянці земної поверхні, який спрямовано рівносигнальне напрямок (РСН) антени, тобто. ϕ цмаг =ϕ цгцу, ϕ цмав =ϕ цвцу, де ϕ цмаг - кутове положення центру матриці амплітуд МА ? отримане як цілевказівка, ? цвцу - значення кутового положення мети у вертикальній площині, отримане як цілевказівка.

Докладніше згадані матриці описані в патенті UA №2258939 від 20.08.2005 р.

13. ЦВМ 9 зчитує з буфера ЦМ 1 значення матриць МА Δг, МА Δв і МА Σ і виконує над кожною з них наступну процедуру: порівнює значення амплітуд радіосигналів, записаних в осередках МА, зі значенням порога і, якщо значення амплітуди радіосигналу в осередку значення порога, то цей осередок записує одиницю, інакше - нуль. В результаті цієї процедури з кожної згаданої МА формується матриця виявлення (МО) - МО Δг, МО Δв і MO Σ відповідно, в комірках якої записані нулі або одиниці, при цьому одиниця сигналізує про наявність мети в даному осередку, а нуль - про її відсутності. Зазначаємо, що розмірність матриць МО Δг, МО Δв та MO Σ повністю збігаються з відповідними розмірностями матриць МА Δг, МА Δв та МА Σ , при цьому: Д цма =Д цмо, де Д цмо - дальність до центру матриці виявлення, V цма = V цмо, де V цмо – швидкість центру матриці виявлення; ϕ цмаг =ϕ цмог, ?

14. ЦВМ 9 за даними, записаними в матрицях виявлення МО Δг, МО Δв і MO Σ , обчислює видалення кожної з виявленої мети від центру відповідної матриці та порівнянням цих видалень визначає мету, найближчу до центру відповідної матриці. Координати цієї мети ЦВМ 9 запам'ятовує у вигляді: номери стовпця N стбд матриці виявлення МО Σ , Що визначає видалення мети від центру MO Σ по дальності; номери рядка N стрv матриці виявлення MO Σ , Що визначає видалення мети від центру MO Σ за швидкістю мети; номери стовпця N стбг матриці виявлення МО Δг, що визначає видалення мети від центру МО Δг по куту в горизонтальній площині; номера рядка N стор матриці виявлення МО Δв, що визначає видалення мети від центру МО Δв по куті у вертикальній площині.

15. ЦВМ 9, використовуючи запам'ятовані номери стовпця N стбд і рядки N стрv матриці виявлення МО Σ , а також координати центру матриці виявлення МО Σ за формулами (1) і (2), обчислює дальність Д ц до мети та швидкість V зб зближення ракети з метою.

16. ЦВМ 9, використовуючи запам'ятовані номери стовпця N стбг матриці виявлення МО Δг і рядки N стрв матриці виявлення МО Δв, а також значення кутового положення антени в горизонтальній α і вертикальній α площинах, за формулами (3) і (4) значення пеленгів мети в горизонтальній ϕ цг і вертикальній ϕ цв площинах.

17. ЦВМ 9 за формулами (6) обчислює значення параметрів неузгодженості у горизонтальній Δϕ г та вертикальній Δϕ у площинах, які вона разом із номером режиму «Стабілізація» записує в буфер ЦМ 1 .

18. ЦВМ 9 обчислені значення пеленгів мети в горизонтальній ?

19. Після цього заявлений пристрій на кожному наступному такті своєї роботи виконує процедури, описані в п.п.5...18, при цьому при реалізації описаного в п.6 алгоритму ЦВМ 6 розрахунок періоду повторення зондувальних імпульсів здійснює, використовуючи не дані цілей, а значення дальності Д ц, швидкості зближення V сб ракети з метою, кутового положення мети в горизонтальній цг і вертикальної цв площинах, обчислені на попередніх тактах за формулами (1)-(4), відповідно.

Використання винаходу, порівняно з прототипом, за рахунок застосування гіростабілізованого приводу антени, застосування ЩАР, реалізації когерентного накопичення сигналів, реалізації процедури ДПФ, яка забезпечує підвищення роздільної здатності РГС по азимуту до 8...10 разів, дозволяє:

Значно підвищити ступінь стабілізації антени,

Забезпечити нижчий рівень бічних пелюсток антени,

Висока роздільна здатність цілей за азимутом і, за рахунок цього, більш високу точність визначення місцезнаходження мети;

Забезпечити більшу дальність виявлення цілей за низької середньої потужності передавача.

Для виконання заявленого пристрою може бути використана елементна база, що випускається в даний час вітчизняною промисловістю.

Радіолокаційна головка самонаведення, що містить антену, передавач, приймальний пристрій (ПЗМУ), циркулятор, датчик кутового положення антени в горизонтальній площині (ДУПА гп) і датчик кутового положення антени у вертикальній площині (ДУПА вп), що відрізняється тим, що вона забезпечена триканальним аналогом. цифровим перетворювачем (АЦП), програмованим процесором сигналів (ППС), синхронізатором, опорним генератором (ОГ), ЦВМ, як антена використана щілинна антена решітка (ЩАР) моноімпульсного типу, механічно закріплена на гіроплатформі гіростабілізованого приводу антени і функціонально гп і ДУПА вп а також двигун прецесії гіроплатформи в горизонтальній площині (ДПГ гп), двигун прецесії гіроплатформи у вертикальній площині (ДПГ вп) і мікроцифрову обчислювальну машину (мікроЦВМ), причому ДУПА гп механічно з'єднаний з віссю ДПГ -цифровий перетворювач (АЦП вп), з'єднаний з першим входом мік роЦВМ, ДУПА вп механічно з'єднаний з віссю ДПГ вп, а його вихід через аналого-цифровий перетворювач (АЦП вп) з'єднаний з другим входом мікроЦВМ, перший вихід мікроЦВМ з'єднаний через цифроаналоговий перетворювач (ЦАП гп) з ДПГ гп, другий вихід мікроЦВМ через цифро (ЦАП вп) з'єднаний з ДПГ вп, сумарний вхід-вихід циркулятора з'єднаний з сумарним входом-виходом ЩАР, різницевий вихід ЩАР для діаграми спрямованості в горизонтальній площині з'єднаний з входом першого каналу ПЗМУ, різницевий вихід ЩАР для діаграми спрямованості у вертикальній площині другого каналу ПРМУ, вихід циркулятора з'єднаний з входом третього каналу ПРМУ, вхід циркулятора з'єднаний з виходом передавача, вихід першого каналу ПРМУ з'єднаний із входом першого каналу (АЦП), вихід другого каналу ПРМУ з'єднаний із входом другого каналу АЦП, вихід третього каналу ПРМУ входом третього каналу АЦП, вихід першого каналу АЦП з'єднаний з першим входом (ППС), вихід другого каналу АЦП з'єднаний з другим входом ППС, вихід третього каналу АЦП з'єднаний з третім входом ППС, перший вихід синхронізатора з'єднаний з першим входом передавача, другий вихід синхронізатора з'єднаний з четвертим входом ПРМУ, третій вихід синхронізатора з'єднаний з входом (ОГ), четвертий вихід синхронізатора з четвертим входом АЦП, п'ятий вихід синхронізатора з'єднаний з четвертим входом ППС, перший вихід ОГ з'єднаний з другим входом передавача, другий вихід ОГ з'єднаний з п'ятим входом ПРМУ, причому ППС, ЦВМ, синхронізатор і мікроЦВМ першою цифровою магістраллю з'єднані між собою, ППС другий цифровий магістраллю з'єднаний з контрольно-перевірочною апаратурою (КПА), ЦВМ третьою цифровою магістраллю з'єднана з КПА, ЦВМ з'єднана з четвертою цифровою магістраллю для зв'язку із зовнішніми пристроями.

БАЛТІЙСЬКИЙ ДЕРЖАВНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

_____________________________________________________________

Кафедра радіоелектронних пристроїв

РАДІОЛОКАЦІЙНА ГОЛОВКА САМОНАВОДЕННЯ

Санкт-Петербург

2. ЗАГАЛЬНІ ВІДОМОСТІ ПРО РЛГС.

2.1 Призначення

Радіолокаційна головка самонаведення встановлюється на ракеті класу "земля-повітря" для забезпечення на кінцевому етапі польоту ракети автоматичного захоплення мети, її автосупроводу та видачі сигналів управління на автопілот (АП) та радіопідривник (РБ).

2.2 Технічні характеристики

РЛГС характеризується такими основними тактико-технічними даними:

1. зона пошуку за напрямком:

По кутку місця ±9°

2. час огляду зони пошуку 1,8 – 2,0 сек.

3. час захоплення мети по куту 1,5 сек (не більше)

4. маμмальні кути відхилення зони пошуку:

За азимутом ± 50° (не менше)

По кутку місця ± 25° (не менше)

5. маpмальні кути відхилення рівносигнальної зони:

По азимуту ± 60 ° (не менше)

По кутку місця ± 35° (не менше)

6. дальність захоплення мети типу літака ІЛ-28 з видачею сигналів управління на (АП) при ймовірності не нижче 0,5 -19 км, а при ймовірності не нижче 0,95 -16 км.

7 зона пошуку за дальністю 10 - 25 км

8. робочий діапазон частот f ± 2,5%

9. середня потужність передавача 68 Вт

10. тривалість ВЧ-імпульсу 0,9±0,1 мксек

11. період проходження ВЧ-імпульсів Т ± 5%

12. чутливість приймальних каналів – 98дб (не менше)

13.потреба потужність від джерел живлення:

Від мережі 115 до 400 Гц 3200 Вт

Від мережі 36 до 400 Гц 500 Вт

Від мережі 27 600 Вт

14.вага станції – 245 кг.

3. ПРИНЦИПИ ДІЇ І ПОБУДУВАННЯ РЛГС

3.1 Принцип дії РЛГС

РЛГС є радіолокаційною станцією 3-х сантиметрового діапазону, що працює в режимі імпульсного випромінювання. При найзагальнішому розгляді РЛГС може бути розбита на дві частини: - власне радіолокаційну частину та автоматичну частину, що забезпечує захоплення мети, її автоматичний супровід по куту та дальності та видачу сигналів керування на автопілот та радіопідривник.

Радіолокаційна частина станції працює звичайним чином. Високочастотні електромагнітні коливання, що генеруються магнетроном у вигляді дуже коротких імпульсів, випромінюються за допомогою гостронаправленої антени, приймаються тією ж антеною, перетворюються і посилюються в приймальному пристрої, проходять далі в автоматичну частину станції - систему кутового супроводу мети і далеко.

Автоматична частина станції складається з трьох наступних функціональних систем:

1. системи управління антеною, що забезпечує управління антеною у всіх режимах роботи РЛГС (в режимі "наведення", в режимі "пошук" та в режимі "самонаведення", який у свою чергу, поділяється на режими "захоплення" та "автосупровід")

2. далекомірного пристрою

3. обчислювача сигналів управління, що подаються на автопілот і радіопідривник ракети.

Система управління антеною в режимі "автосупровід" працює за так званим диференціальним методом, у зв'язку з чим у станції застосована спеціальна антена, що складається зі сфероїдального дзеркала та 4-х випромінювачів, винесених на деяку відстань перед дзеркалом.

При роботі РЛГС на випромінювання формується одно-пелюсткова діаграма спрямованості з мамумом, що збігається з віссю антеної системи. Це досягається за рахунок різної довжини хвилеводів випромінювачів - є жорстке зрушення по фазі між коливаннями різних випромінювачів.

Працюючи прийом діаграми спрямованості випромінювачів зсунуті щодо оптичної осі дзеркала і перетинаються лише на рівні 0,4.

Зв'язок випромінювачів з приймальним пристроєм здійснюється через хвилеводний тракт, в якому є два послідовно включених феритових комутатора:

· Комутатор осей (ФКО), що працює з частотою 125 Гц.

· Комутатор приймачів (ФКП), що працює з частотою 62,5 Гц.

Феритові комутатори осей перемикають хвилеводний тракт таким чином, що спочатку підключають до передавача всі 4 випромінювачі, формуючи одно-пелюсткову діаграму спрямованості, а потім до двоканального приймача, то випромінювачі, що створюють дві діаграми спрямованості, розташовані у вертикальній площині, то випромінювачі спрямованості у горизонтальній площині. З виходів приймачів сигнали потрапляють на схему віднімання, де залежно від положення мети щодо рівносигнального напряму, утвореного перетином діаграм спрямованості даної пари випромінювачів, виробляється різницевий сигнал, амплітуда та полярність якого визначається положенням мети у просторі (рис. 1.3).

Синхронно з феритовим комутатором осей в РЛГС працює схема виділення сигналів керування антеною, за допомогою якої виробляється сигнал керування антеною по азимуту та куту місця.

Комутатор приймачів перемикає входи приймальних каналів із частотою 62,5Гц. Комутація прийомних каналів пов'язані з необхідністю усереднення їх характеристик, оскільки диференціальний метод пеленгації мети потребує повної ідентичності параметрів обох каналів. Дальномірний пристрій РЛГС є системою з двома електронними інтеграторами. З виходу першого інтегратора знімається напруга, пропорційна швидкості зближення з метою з виходу другого інтегратора - напруга, пропорційна дальності до мети. Дальномір здійснює захоплення найближчої мети в діапазоні 10-25км з подальшим її супроводом до дальності 300 метрів. На відстані 500 метрів з далекоміра видається сигнал, що служить для взводу радіо-підривника (РВ).

Обчислювач РЛГС є лічильно-вирішальним пристроєм і служить для формування сигналів управління, що видаються РЛГС на автопілот (АП) і РВ. На АП подається сигнал, що представляє проекції вектора абсолютної кутової швидкості променя візування мети поперечні осі ракети. Ці сигнали використовуються для управління ракетою за курсом та тангажу. На РВ з обчислювача надходить сигнал, що представляє проекцію вектора швидкості зближення мети з ракетою на напрямок полярне візування цілі.

Відмінними рисами РЛГС порівняно з іншими аналогічними їй за своїми тактико-технічними даними станціями є:

1. застосування в РЛГС довгофокусної антени, що характеризується тим, що Формування та відхилення променя здійснюється в ній за допомогою відхилення одного досить легкого дзеркала, кут відхилення якого вдвічі менший за кут відхилення променя. Крім того, в такій антені відсутні високочастотні переходи, що обертаються, що спрощує її конструкцію.

2. використання приймача з лінійно-логарифмічною амплітудною характеристикою, що забезпечує розширення динамічного діапазону каналу до 80 дБ і, тим самим, уможливлює пеленгацію джерела активної перешкоди.

3. побудова системи кутового супроводу за диференціальним методом, що забезпечує високу схибленість.

4. застосування у станції оригінальної двоконтурної замкнутої схеми компенсації нишпорення, що забезпечує високий ступінь компенсації коливань ракети щодо променя антени.

5. конструктивне виконання станції за так званим контейнерним принципом, що характеризується цілою низкою переваг щодо зниження загальної ваги, використання відведеного обсягу, зменшення міжблочних зв'язків, можливості застосування централізованої системи охолодження тощо.

3.2 Окремі функціональні системи РЛГС

РЛГС може бути розбита на ряд окремих функціональних систем, кожна з яких вирішує цілком певну приватну задачу (або кілька більш менш близьких між собою приватних завдань) і кожна з яких в тій чи іншій мірі оформлена у вигляді окремої технологічної і конструктивної одиниці. Таких Функціональних систем у РЛГС чотири:

3.2.1 Радіолокаційна частина РЛГС

Радіолокаційна частина РЛГС складається з:

· Передавача.

· Приймача.

· Високовольтного випрямляча.

· Високочастотної частини антени.

Радіолокаційна частина РЛГС призначена:

· для генерування високочастотної електромагнітної енергії заданої частоти (f±2,5%) та потужності 60 Вт, яка у вигляді коротких імпульсів (0,9±0,1 мксек) випромінюється у простір.

· Для наступного прийому відбитих від мети сигналів, їх перетворення на сигнали проміжної частоти (Fпч = 30 МГц), посилення (по 2-м ідентичним каналам), детектування та видачі на інші системи РЛГС.

3.2.2. Синхронізатор

Синхронізатор складається з:

· вузла маніпуляції прийому та синхронізації (МПС-2).

· вузла комутації приймачів (КП-2).

· вузла управління феритовими комутаторами (УФ-2).

· вузла селекції та інтегрування (СІ).

· вузла виділення сигналу помилки (ЗІ)

· Ультразвукової лінії затримки (УЛЗ).

· Формування імпульсів синхронізації для запуску окремих схем в РЛГС та імпульсів управління приймачем, вузлом СІ та далекоміром (вузол МПС-2)

· Формування імпульсів управління феритовим комутатором осей, феритовим комутатором приймальних каналів та опорної напруги (вузол УФ-2)

· Інтегрування та підсумовування прийнятих сигналів, нормування напруги для управління АРУ, перетворення відеоімпульсів мети та АРУ ​​в радіочастотні сигнали (10 МГц) для здійснення затримки їх в УЛЗ (вузол СІ)

· Виділення сигналу помилки, необхідного для роботи системи кутового супроводу (вузол СО).

3.2.3. Дальномір

Дальномір складається з:

· вузла тимчасового модулятора (ЕМ).

· вузла тимчасового дискримінатора (ВД)

· двох інтеграторів.

Призначенням цієї частини РЛГС є:

· пошук, захоплення та супровід мети по дальності з видачею сигналів дальності до мети та швидкості зближення з метою

· Видача сигналу Д-500 м

Державний комітет РФ з вищої освіти

БАЛТІЙСЬКИЙ ДЕРЖАВНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

_____________________________________________________________

Кафедра радіоелектронних пристроїв

РАДІОЛОКАЦІЙНА ГОЛОВКА САМОНАВОДЕННЯ

Санкт-Петербург

2. ЗАГАЛЬНІ ВІДОМОСТІ ПРО РЛГС.

2.1 Призначення

Радіолокаційна головка самонаведення встановлюється на ракеті класу "земля-повітря" для забезпечення на кінцевому етапі польоту ракети автоматичного захоплення мети, її автосупроводу та видачі сигналів управління на автопілот (АП) та радіопідривник (РБ).

2.2 Технічні характеристики

РЛГС характеризується такими основними тактико-технічними даними:

1. зона пошуку за напрямком:

За азимутом ± 10°

По кутку місця ±9°

2. час огляду зони пошуку 1,8 – 2,0 сек.

3. час захоплення мети по куту 1,5 сек (не більше)

4. маμмальні кути відхилення зони пошуку:

За азимутом ± 50° (не менше)

По кутку місця ± 25° (не менше)

5. маpмальні кути відхилення рівносигнальної зони:

По азимуту ± 60 ° (не менше)

По кутку місця ± 35° (не менше)

6. дальність захоплення мети типу літака ІЛ-28 з видачею сигналів управління на (АП) при ймовірності не нижче 0,5 -19 км, а при ймовірності не нижче 0,95 -16 км.

7 зона пошуку за дальністю 10 - 25 км

8. робочий діапазон частот f ± 2,5%

9. середня потужність передавача 68 Вт

10. тривалість ВЧ-імпульсу 0,9±0,1 мксек

11. період проходження ВЧ-імпульсів Т ± 5%

12. чутливість приймальних каналів – 98дб (не менше)

13.потреба потужність від джерел живлення:

Від мережі 115 до 400 Гц 3200 Вт

Від мережі 36 до 400 Гц 500 Вт

Від мережі 27 600 Вт

14.вага станції – 245 кг.

3. ПРИНЦИПИ ДІЇ І ПОБУДУВАННЯ РЛГС

3.1 Принцип дії РЛГС

РЛГС є радіолокаційною станцією 3-х сантиметрового діапазону, що працює в режимі імпульсного випромінювання. При найзагальнішому розгляді РЛГС може бути розбита на дві частини: - власне радіолокаційну частину та автоматичну частину, що забезпечує захоплення мети, її автоматичний супровід по куту та дальності та видачу сигналів керування на автопілот та радіопідривник.

Радіолокаційна частина станції працює звичайним чином. Високочастотні електромагнітні коливання, що генеруються магнетроном у вигляді дуже коротких імпульсів, випромінюються за допомогою гостронаправленої антени, приймаються тією ж антеною, перетворюються і посилюються в приймальному пристрої, проходять далі в автоматичну частину станції - систему кутового супроводу мети і далеко.

Автоматична частина станції складається з трьох наступних функціональних систем:

1. системи управління антеною, що забезпечує управління антеною у всіх режимах роботи РЛГС (в режимі "наведення", в режимі "пошук" та в режимі "самонаведення", який у свою чергу, поділяється на режими "захоплення" та "автосупровід")

2. далекомірного пристрою

3. обчислювача сигналів управління, що подаються на автопілот і радіопідривник ракети.

Система управління антеною в режимі "автосупровід" працює за так званим диференціальним методом, у зв'язку з чим у станції застосована спеціальна антена, що складається зі сфероїдального дзеркала та 4-х випромінювачів, винесених на деяку відстань перед дзеркалом.

При роботі РЛГС на випромінювання формується одно-пелюсткова діаграма спрямованості з мамумом, що збігається з віссю антеної системи. Це досягається за рахунок різної довжини хвилеводів випромінювачів - є жорстке зрушення по фазі між коливаннями різних випромінювачів.

Працюючи прийом діаграми спрямованості випромінювачів зсунуті щодо оптичної осі дзеркала і перетинаються лише на рівні 0,4.

Зв'язок випромінювачів з приймальним пристроєм здійснюється через хвилеводний тракт, в якому є два послідовно включених феритових комутатора:

· Комутатор осей (ФКО), що працює з частотою 125 Гц.

· Комутатор приймачів (ФКП), що працює з частотою 62,5 Гц.

Феритові комутатори осей перемикають хвилеводний тракт таким чином, що спочатку підключають до передавача всі 4 випромінювачі, формуючи одно-пелюсткову діаграму спрямованості, а потім до двоканального приймача, то випромінювачі, що створюють дві діаграми спрямованості, розташовані у вертикальній площині, то випромінювачі спрямованості у горизонтальній площині. З виходів приймачів сигнали потрапляють на схему віднімання, де залежно від положення мети щодо рівносигнального напряму, утвореного перетином діаграм спрямованості даної пари випромінювачів, виробляється різницевий сигнал, амплітуда та полярність якого визначається положенням мети у просторі (рис. 1.3).

Синхронно з феритовим комутатором осей в РЛГС працює схема виділення сигналів керування антеною, за допомогою якої виробляється сигнал керування антеною по азимуту та куту місця.

Комутатор приймачів перемикає входи приймальних каналів із частотою 62,5Гц. Комутація прийомних каналів пов'язані з необхідністю усереднення їх характеристик, оскільки диференціальний метод пеленгації мети потребує повної ідентичності параметрів обох каналів. Дальномірний пристрій РЛГС є системою з двома електронними інтеграторами. З виходу першого інтегратора знімається напруга, пропорційна швидкості зближення з метою з виходу другого інтегратора - напруга, пропорційна дальності до мети. Дальномір здійснює захоплення найближчої мети в діапазоні 10-25км з подальшим її супроводом до дальності 300 метрів. На відстані 500 метрів з далекоміра видається сигнал, що служить для взводу радіо-підривника (РВ).

Обчислювач РЛГС є лічильно-вирішальним пристроєм і служить для формування сигналів управління, що видаються РЛГС на автопілот (АП) і РВ. На АП подається сигнал, що представляє проекції вектора абсолютної кутової швидкості променя візування мети поперечні осі ракети. Ці сигнали використовуються для управління ракетою за курсом та тангажу. На РВ з обчислювача надходить сигнал, що представляє проекцію вектора швидкості зближення мети з ракетою на напрямок полярне візування цілі.

Відмінними рисами РЛГС порівняно з іншими аналогічними їй за своїми тактико-технічними даними станціями є:

1. застосування в РЛГС довгофокусної антени, що характеризується тим, що Формування та відхилення променя здійснюється в ній за допомогою відхилення одного досить легкого дзеркала, кут відхилення якого вдвічі менший за кут відхилення променя. Крім того, в такій антені відсутні високочастотні переходи, що обертаються, що спрощує її конструкцію.

2. використання приймача з лінійно-логарифмічною амплітудною характеристикою, що забезпечує розширення динамічного діапазону каналу до 80 дБ і, тим самим, уможливлює пеленгацію джерела активної перешкоди.

3. побудова системи кутового супроводу за диференціальним методом, що забезпечує високу схибленість.

4. застосування у станції оригінальної двоконтурної замкнутої схеми компенсації нишпорення, що забезпечує високий ступінь компенсації коливань ракети щодо променя антени.

5. конструктивне виконання станції за так званим контейнерним принципом, що характеризується цілою низкою переваг щодо зниження загальної ваги, використання відведеного обсягу, зменшення міжблочних зв'язків, можливості застосування централізованої системи охолодження і т.п.

3.2 Окремі функціональні системи РЛГС

РЛГС може бути розбита на ряд окремих функціональних систем, кожна з яких вирішує цілком певну приватну задачу (або кілька більш менш близьких між собою приватних завдань) і кожна з яких в тій чи іншій мірі оформлена у вигляді окремої технологічної і конструктивної одиниці. Таких Функціональних систем у РЛГС чотири:

3.2.1 Радіолокаційна частина РЛГС

Радіолокаційна частина РЛГС складається з:

· Передавача.

· Приймача.

· Високовольтного випрямляча.

· Високочастотної частини антени.

Радіолокаційна частина РЛГС призначена:

· для генерування високочастотної електромагнітної енергії заданої частоти (f±2,5%) та потужності 60 Вт, яка у вигляді коротких імпульсів (0,9±0,1 мксек) випромінюється у простір.

· Для наступного прийому відбитих від мети сигналів, їх перетворення на сигнали проміжної частоти (Fпч = 30 МГц), посилення (по 2-м ідентичним каналам), детектування та видачі на інші системи РЛГС.

3.2.2. Синхронізатор

Синхронізатор складається з:

· вузла маніпуляції прийому та синхронізації (МПС-2).

· вузла комутації приймачів (КП-2).

· вузла управління феритовими комутаторами (УФ-2).

· вузла селекції та інтегрування (СІ).

· вузла виділення сигналу помилки (ЗІ)

· Ультразвукової лінії затримки (УЛЗ).

Призначенням цієї частини РЛГС є:

· Формування імпульсів синхронізації для запуску окремих схем в РЛГС та імпульсів управління приймачем, вузлом СІ та далекоміром (вузол МПС-2)

· Формування імпульсів управління феритовим комутатором осей, феритовим комутатором приймальних каналів та опорної напруги (вузол УФ-2)

· Інтегрування та підсумовування прийнятих сигналів, нормування напруги для управління АРУ, перетворення відеоімпульсів мети та АРУ ​​в радіочастотні сигнали (10 МГц) для здійснення затримки їх в УЛЗ (вузол СІ)

· Виділення сигналу помилки, необхідного для роботи системи кутового супроводу (вузол СО).

3.2.3. Дальномір

Дальномір складається з:

· вузла тимчасового модулятора (ЕМ).

· вузла тимчасового дискримінатора (ВД)

· двох інтеграторів.