МОСКОВСЬКИЙ АВІАЦІЙНИЙ ІНСТИТУТ

(Державний технічний університет)

Керована ракета класу «повітря-поверхня»

склали:

Бузина Д.

Ваньков К.

Кужелев І.

Левін К.

Січкар М.

Соколов Я.

Москва. 2009 р

Вступ.

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

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

Система управління - комбінована, включає інерційну систему і активну радіолокаційну голівку самонаведення АРГС-35 для кінцевого ділянки, здатну працювати в умовах радіопротидії. Для забезпечення швидкого виявлення і захоплення цілі антена ДБН має великий кут повороту (по 45 ° в обидві сторони). ДБН закрита стеклопластіковим 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 антиракетного системами, і тим, що пуск ракети проводиться без входу носія в зону ППО атакованих кораблів.

Технічні характеристики.

Модифікації ракети:

Мал. 1. Ракета 3М24 "Уран".

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

Мал. 2. Ракета ІЦ-35.

ІЦ-35 - мішень (імітатор мети). Відрізняється відсутністю БЧ і ДБН.

Мал. 3. Ракета Х-35В.

Х-35В - вертолітний. Відрізняється укороченим стартовим прискорювачем. Застосовується на вертольотах Ка-27, Ка-28, Ка-32А7.

Мал. 4. Ракета Х-35У.

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

Мал. 5. Ракета Х-35Е.

Х-35Е - експортна.

Планер ракети.

2.1. Загальні відомості.

Планер ракети має наступні основні конструктивні елементи: корпус, крила, рулі і стабілізатори. (Рис.6).

Корпус служить для розміщення силової установки, апаратури і систем, що забезпечують автономний політ ракети, наведення на ціль і рани її. Він має монококовая конструкцію, що складається з силової обшивки і шпангоутів, і виконаний з окремих відсіків, зібраних в основному за допомогою фланцевих з'єднань. При стикуванні радіо прозорого обтічника з корпусом відсіку 1 і стартового двигуна (відсік 6) із суміжними відсіками 5 і 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 розкладаємо модулів. Розкладається консоль виконана по однолонжеронне схемою з обшивкою і нервюрами.

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

2.2. конструкція корпусу

Корпус відсіку 1 (рис.7) являє собою каркасну конструкцію, 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 з шпангоутів 1,3,5,7 і обшивки 4. Для установки бойової частини передбачений люк, посилений кронштейнами 6 і шпангоутами 3,5. Люк з окантовкою 2 призначений для кріплення колодки бортового відривного роз'єму. Для розміщення обладнання і прокладання джгутів всередині 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) являє собою зварену каркасну конструкцію з шпангоутів 1,3,8,9,13,15,18 і обшивок 4,11,16. Складові частини корпусу відсіку - каркас апаратурною частини 28, паливний бак 12 і повітрозабірні пристрій (ВЗУ) 27. На шпангоутах 1,3 і 13,15 встановлені бугелі 2,14. На шпангоуті 9 знаходиться такелажний вузол (втулка) 10.

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

Рис.9. Відсік 3.

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

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

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

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. ВЗУ;

28. Апаратурна частина відсіку

Корпус відсіку 4 (рис.10) - це зварна каркасна конструкція, що складається з шпангоутів 1,5,9 і обшивок 2,6. Для установки двигуна в шпангоут 1 і 5 є посадочні поверхні і 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 рулів в шпангоуті 5 виконані посадочні майданчики і отвори. Кронштейни 10,11 призначені для розміщення обладнання. Підхід до обладнання, установленого всередині відсіку, забезпечується через люки з окантовками 3,7, що закриваються кришками 4,8.

Корпус відсіку 5 (рис.11) являє собою зварену каркасну конструкцію з силових шпангоутів 1,3 і обшивки 2.

Для з'єднання роз'єму джгута стартового двигуна передбачений люк, посилений окантовкою 4, який закривається кришкою 5. Для установки 4 пневмостов 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 і корпусом двигуна. Корпус являє собою зварену конструкцію з циліндричної обичайки 4, обойм передньої 3 і задньої 5, днища 2 і горловини 1.

Рис.12. Відсік 6.

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

5. Обойма задня

Відсік 7 (рис.13) - це силове кільце, на якому є посадочні місця під стабілізатори та бугель. Ззаду відсік закритий кришкою. У нижній частині відсіку виконаний отвір, що використовується в якості завантажувального вузла.

Мал. 13. Відсік 7.

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

2.3. Крило.

Крило (рис.14) складається з нерухомої частини і 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. В поворотної частини 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 пов'язане з вушком і поворотною частиною крила штифтами 9 і 11.

Стопоріння крил в розкладеному положенні виробляється за допомогою штирів 14, потопаючих в конічних отворах втулок 13 під дією пружин 17. Вплив пружин передається через штифти 15, якими штирі зафіксовані в гільзах 16 від випадання.

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

Установка крила на ракеті проводиться по поверхні Д і Е і 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. Отвір;

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 перелається через важіль 6 з шарнірним підшипником 7. Лопасть клепана конструкція, що складається з обшивки та елементів жорсткості. Задня кромка лопаті зварна. Лопать приклепана до кронштейну 11, який з'єднаний рухомо віссю 10 з хвостиком.

Розкладання керма проводиться таким чином. Під дією тиску повітря, що подається в корпус через штуцер 2, поршень 13 через сережку 9 надає руху лопать, що обертається навколо осі 10 на 135 градусів і фіксується в розкладеному положенні фіксатором 12, що входять в конусное гніздо хвостовика та дзвінком в цьому положенні пружиною.

Рис.15. Кермо.

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

Складання керма проводиться таким чином: через отвір Б фіксатор за допомогою спеціального ключа виводиться з конусного отвору і кермо складається. У складеному положенні кермо утримується за допомогою подпружиненного стопора 3.

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

2.5. Стабілізатор.

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

Рис.16. Стабілізатор.

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

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

Стабілізатори закріплені на ракеті шарнірно і можуть знаходиться в двох положення - складеному і розкладеному.

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

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

Силова установка

3.1. Склад.

В якості силової установки на ракеті використані два двигуна: 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 СД разом з відсіками 5 і 7 відстрілюються.

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

ВЗП - тунельного типу, підлозі втоплені з плоскими стінками, розташоване в відсіку 3. ВЗУ призначене для організації повітряного потоку, що надходить в МД.

3.2. Стартовий двигун.

Стартовий двигун призначений для старту і розгону ракети на початковому рівні траєкторії польоту і являє собою однорежимний ракетний двигун твердого палива.

Технічні дані

Довжина, мм __________________________________________________ 550

Діаметр, мм ________________________________________________ 420

Маса, кг ___________________________________________________ 103

Маса палива, кг ____________________________________________ 69 ± 2

Максимально допустимий тиск в камері згоряння, МПА ________ 11,5

Швидкість витікання газів на зрізі сопла, м / с ______________________ 2400

Температура газів на зрізі сопла, До ______________________________ 2180

СД складається з корпусу з зарядом твердого ракетного палива (ТРП) 15, кришки 4, соплового блоку, воспламенителя 1, і пиропатрона 3.

Стиковка СД із суміжними відсіками здійснюється за допомогою клинів, для чого на обіймах є поверхні з кільцевими проточками. Для правильної установки СД на обіймах 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, скріплюються гвинтами 31.

На горловині 8 нагвинчена гайка 9; правильну установку забезпечується штифтом 7, запресованим в горловині.

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

Рис.17. Стартовий двигун.

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

5. Вставка теплозащитная; 6. Кільце ущільнювача; 7. Штифт;

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

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

29. Сухар; 30. Накладка; 31. Гвинт.

Заряд ТРТ - міцно скріплений з манжетами моноблок, виготовлений шляхом заливки паливної маси в корпус. Заряд має внутрішній канал трьох різних діаметрів, що забезпечує при горінні палива по каналу і заднього відкритого торця приблизно постійну поверхню горіння і, отже, практично постійний потяг. Між передньою манжетою і теплозахисних покриттям прокладена розділяє їх плівка 12.

На кришці 4 є: різьблення для кріплення воспламенителя, отвір з різьбленням для пиропатрона, отвір з різьбленням для установки при випробуваннях датчика виміру тиску в камері згоряння, кільцева проточка для ущільнювального кільця 6, поздовжній паз для штифта 7. При експлуатації отвір під датчик тиску закрито заглушкою 2. На внутрішній поверхні кришки закріплена теплозащитная вставка 5. соплову блок складається з кришки 22, обойми 24, розтруба 26, вкладиша 27 і мембрани 28.

На зовнішній циліндричній поверхні кришки є кільцеві проточки для ущільнювального кільця 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 і кільцева проточка під кільце ущільнювача 25.

СД починає працювати при подачі на пиропатрон постійного струму напругою 27 В. Піропатрон спрацьовує і підпалює запальник. Полум'я воспламенителя запалює заряд ТРТ. При горінні заряду утворюються гази, які проривають діафрагму і, виходячи з сопла з великою швидкістю, створюють реактивну силу. Під дією тяги СД ракета розганяється до швидкості, на якій вступає в роботу МД.

3.3. маршовий двигун

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

Технічні дані.

Час запуску, с, не більше:

На висотах 50м ________________________________________________ 6

3500м ______________________________________________ 8

Двоконтурний турбореактивний двигун МД включає в себе компресор, камеру згоряння, турбіну, сопло, систему казки і суфлювання, систему запуску, топлівопітанія і регулювання, електрообладнання.

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

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

Змішання потоків повітря першого і другого контурів відбувається за зрізом корпусу сопла.

Рис.18. Маршовий двигун.

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

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

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

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

На зовнішній стінці МД передбачені два люка для установки піросвечей і фланець відбору повітря на рульові приводи. На корпусі розташований штуцер відбору повітря на наддув паливного бака.

3.3.1. Компресор.

На МД встановлено одновальний, осьової восьмиступінчастою компресор 7, що складається з двоступеневого вентилятора, середнього корпусу з пристроєм для поділу потоку повітря на перший і другий контури і шестиступенчатого компресора високого тиску.

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

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

Корпус вентилятора 2 зварений з паяними в нього консольними лопатками спрямляющего апарату першого ступеня. Спрямляющій апарат другого ступеня виконаний окремим вузлом і складається з двох кілець, в пази яких упаяні 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. В середньому корпусі виходить з вентилятора повітряний потік розділяється по контурах.

До середнього корпусу прикріплені:

Кронштейн підвіски МД до ракети

блок насосів

Кришка середньої опори (шарикопідшипника)

статор турбогенератора

Корпус камери згоряння.

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

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

Ротор компресора високого тиску барабанно-дискової конструкції, двухпорний. З валом вентилятора та валом турбіни ротор компресора високого тиску має шліцьові з'єднання. Робочі лопатки встановлені в кільцеві Т-образні пази дисків ротора.

3.3.2. Камера згоряння.

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

жарової труби

Колектора основного палива

Колектора додаткового палива

Двох піросвечей з електрозапальника

Піросвечі.

Корпус камери згоряння паяно-зварної конструкції. У його передній частині впаяні два ряди спрямляющий лопаток восьмого щабля компресора. Крім цього до корпусу припаяні комутації маслосистеми. На зовнішній стінці корпусу розташовані чотирнадцять фланців кріплення форсунок основного колектора, фланці двох піросвечей, штуцер виміру тиску повітря за компресором, фланець кріплення перехідника до піросвече.

Жарова труба - кільцева зварна конструкція. На передній стінці приварені чотирнадцять литих «равликових» завихрителей. Колектор основного палива виконаний з двох половин. На кожній встановлено по вісім форсунок.

Для поліпшення якість суміші і підвищення надійності запуску МД, особливо при негативних температурах навколишнього середовища, в жаровій трубі встановлений колектор додаткового палива з чотирнадцятьма відцентровими форсунками.

3.3.3. турбіна

Турбіна призначена для перетворення теплової енергії газового потоку першого контуру в механічну енергію обертання і приводу компресора і 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 і другого ступенів), сполучної междискових проставки, колеса пусковий турбіни і вала турбіни.

Колеса ступенів і пусковий турбіни відлиті разом з вінцями робочих лопаток. Соплової апарат першого ступеня має 38 пустотілих лопаток і закріплений до корпусу камери згоряння. Соплової апарат другого ступеня має 36 лопаток. Колесо першого ступеня охолоджується повітрям, що відбирають з корпусу камери згоряння. Внутрішня порожнина ротора турбіни і її другий ступінь охолоджуються повітрям, що відбирають з п'ятої сходинки компресора.

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

3.3.4. Сопло.

У реактивному соплі 12 відбувається змішання повітряних потоків першого і 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. Сужающееся сопло утворено профілем зовнішньої стінки МД і поверхнею корпусу газогенератора.

3.3.5. Система запуску.

Система запуску, топлівопітанія і регулювання здійснює розкрутку ротора, подачу дозованого палива на запуск, «зустрічному запуску» і на режимі «максимал» при запуску в камеру згоряння подається кисень від кисневого акумулятора через піросвечі.

Система складається з наступних основних вузлів:

твердопаливного газогенератора

Піросвечей з електрозапальника

кисневого акумулятора

Паливної системи низького тиску

Паливної системи високого тиску

Комплексного регулятора двигуна (КРД)

Кисневий акумулятор надає собою балон об'ємом 115 куб.см. Маса заправляється кисню 9,3 - 10,1 м

Газогенератор твердопаливний (ГТТ) одноразової дії призначений для розкрутки ротора МД при його запуску. ГТТ складається з неспорядженого газогенератора і елементів спорядження: заряду твердого палива 7, воспламенителя 9 і електрозапальника (ЕВП)

Неспоряджені газогенератор складається з циліндричного, що переходить в усічений конус корпусу 10, кришки 4 і кріпильних деталей.

У корпусі передбачений нарізний отвір для установки штуцера виміру тиску в камері згоряння ГТТ при випробуваннях. При експлуатації отвір закритий заглушкою 11 і прокладкою 12. Із зовнішнього боку корпусу виконана кільцева проточка під кільце ущільнювача 5.

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

Рис.19. Газогенератор твердопаливний.

1. Сопло; 2. Прокладка; 3. електрозапальника; 4. Кришка;

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

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

Запальник встановлений в гайці 8, ввинченной в днище корпусу. Заряд твердого палива розміщений в камері згоряння між ущільнювачем і 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 і підпалює запалювальної суміші. Форс полум'я пробиває футляр воспламенителя і запалює розміщений в ньому димний порох. Полум'я від воспламенителя підпалює заряд твердого палива. Відпрацьовані гази заряду і воспламенителя руйнують заглушки сопел і випливають з камери згоряння через соплові отвори. Відпрацьовані гази, потрапляючи на лопатки ротора МД, розкручують його.

3.3.6. Електрообладнання.

Електрообладнання призначене для управління запуском МД і харчування агрегатів ракети постійним струмом при її автономної польоті.

Електрообладнання включає в себе турбогенератор, датчики і агрегати автоматики, агрегати запуску, колектор термопар і Електрокомунікації. До датчикам і агрегатів автоматично відносяться датчики температури повітря за вентилятором, датчик тиску повітря за компресором і встановлені в дозатор палива датчик положення дозуючої голки, електромагніт клапана управління дозатором, електромагніт клапана зупинки.

До агрегатів запуску відносяться пристрої, що забезпечують підготовку до запуску і запуску МД, а також «зустрічний» запуск МД при його заглохания або помпажа.

Активна радіолокаційна головка самонаведення АРГС

4.1. призначення

Активна радіолокаційна головка самонаведення (АРГС) призначена для точного наведення ракети Х-35 на затоплений мета на кінцевій ділянці траєкторії.

В забезпечення вирішення цього завдання АРГС включається по команді з інерційної системи управління (ІСУ) при досягненні ракетою кінцевого ділянки траєкторії, здійснює виявлення наведених цілей, вибір мети, яка підлягає поразки, визначає положення цієї мети по азимуту і куту місця, кутові швидкості лінії візування (ЛВ ) мети по азимуту і куту місця, дальність до цілі і швидкість зближення з метою і 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 мета-відбивач (ЦО) або мета-джерело активної перешкоди (ЦІАП).

АРГС може застосовуватися як при одиночному, так і при залповому пуску ракет. Максимальне число ракет в залпі - 100 шт.

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

АРГС видає в ІСУ дані для наведення ракети на ціль при зменшенні дальності до мети до 150 м;

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

4.2. Склад.

АРГС розташована у відсіку 1 ракети.

За функціональною ознакою АРГС може бути розділена на:

Приймально-передавальний пристрій (ППУ);

Обчислювальний комплекс (ВК);

Блок вторинних джерел живлення (ВІП).

До складу ППУ входять:

антена;

Підсилювач потужності (УМ);

Підсилювач проміжної частоти (ППЧ);

Пристрій для формування сигналів (ФС);

Модулі еталонних і опорного генераторів;

Фазовращателі (ФВ1 і ФВ2);

Модулі СВЧ.

До складу ВК входять:

Цифрове обчислювальний пристрій (ЦВУ);

синхронізатор;

Блок обробки інформації (БОЇ);

Вузол управління;

Перетворювач СКТ-код.

4.3. Принцип дії.

Залежно від призначеного режиму роботи ППУ формує і випромінює в простір НВЧ радіоімпульси чотирьох видів:

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

б) імпульси з високостабільним по частоті і фазі (когерентними) НВЧ коливаннями;

в) імпульси, що складаються з когерентної зондуючого частини і відволікає частини, в якій частота коливань НВЧ випромінювання змінюється за випадковим або лінійним законом від імпульсу до імпульсу;

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

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

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

Для виключення можливості формування імпульсів на бойових частотах при проведенні випробувань, експериментальних і навчальних робіт в АРГС передбачений тумблер «РЕЖИМ В».

При установці тумблера «РЕЖИМ В» в положення ВКЛ формуються зондувальні імпульси тільки на частоті fліт, а при установці тумблера в положення ВИКЛ - тільки на частоті fмв.

Крім зондирующих імпульсів, ППУ формує спеціальний пілотний сигнал, який використовується для підстроювання приймального сигналу ППУ і організації вбудованого контролю.

ВК виробляє перетворення в цифрову форму і обробку радіолокаційної інформації (РЛЗ) за алгоритмами, відповідним режимам і завданням АРГС. Основні функції обробки інформації розподілені між БОЇ і ЦВУ.

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

БОЇ - швидкодіючий обчислювальний пристрій, обробляє РЛИ відповідно до режимів, перерахованими в табл. 4.1, під управління ЦВУ.

БОЇ здійснює:

Аналогово-цифрове перетворення РЛИ, що надходить від ППУ;

Обробку цифровий РЛИ;

Видачу в ЦВУ результатів обробки і прийом з ЦВУ керуючої інформації;

Синхронізацію ППУ.

ЦВУ призначене для вторинної обробки РЛЗ і управління блоками і вузлами АРГС у всіх режимах функціонування АРГС. ЦВУ вирішує наступні завдання:

Виконання алгоритмів режиму включення робочих і контрольних режимів АРГС;

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

Прийом інформації з БОЇ, її обробку, а так само передачу в БОЇ керуючої інформації;

Формування розрахункових кутів для управління антеною;

Рішення задач АРУ;

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

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

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

Синхросигнали і керуючі команди.

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

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

4.4. Зовнішні зв'язки.

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

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

Через роз'єм У2 в АРГС подаються команди управління у вигляді напруги 27 В і здійснюється обмін цифровою інформацією Двуполярность 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 і пристроїв АРГС у вигляді двополярного послідовного коду і напруги вторинного джерела живлення АРГС.

4.5. Електроживлення

Для харчування АРГС від електросхеми ракети надходять:

Напруга постійне БС 27 ± 2,7

Перемінна напруга 36 ± 3,6 В частотою 400 ± 20 Гц.

Токи споживання від системи електропостачання:

По ланцюгу 27 В - не більше 24,5 А;

По ланцюгу 36 В 400 Гц - не більше 0,6 А по кожній фазі.

4.6. Конструкція.

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

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

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

Після остаточної настройки на заводі-виробнику перед установкою моноблока в корпус все зовнішні металеві деталі, що не мають лакофарбового покриття, обезжирюються і покриваються мастилом.

Створення систем високоточної наведення на ціль далекобійних ракет класу «земля-земля» - одна з найважливіших і складних проблем при розробці високоточної зброї (ВТЗ). Це обумовлено перш за все тим, що при інших рівних умовах сухопутні цілі мають значно меншу співвідношення «корисний сигнал / перешкода» в порівнянні з морськими і повітряними, а пуск і 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 інерціальної навігації комплексируются з системами самонаведення ракет, в яких використовується принцип навігації по геофізичних полів Землі. Інерціальна навігаційна система як базова забезпечує високу перешкодозахищеність і автономність комплексірованние систем. Це дає ряд незаперечних переваг, у тому числі в умовах безперервного вдосконалення систем протиракетної оборони.

Для комплексування інерційних систем управління з системами самонаведення з геофізичних полів Землі в першу чергу необхідна спеціальна система інформаційного забезпечення.

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

Найважливішим елементом систем високоточної наведення ракет є головки самонаведення (ДБН). Однією з вітчизняних організацій, що займається розробками в цій галузі, є Центральний НДІ автоматики та гідравліки (ЦНІІАГ), розташований в Москві. Там був накопичений великий досвід по розробці систем наведення ракет класу «земля-земля» з головками самонаведення оптичного і радіолокаційного типів з кореляційно-екстремальної обробкою сигналів.

Застосування кореляційно-екстремальних систем самонаведення за картками геофізичних полів шляхом порівняння значень геофізичного поля, виміряного в польоті, із закладеною в пам'ять бортовий ЕОМ його еталонної картою дозволяє виключити ряд накопичених помилок управління. Для систем самонаведення по оптичному зображенню місцевості еталонної картою може служити оптичний розвідувальний знімок, на якому мета визначається практично без помилок щодо елементів навколишнього ландшафту. В силу цього ДБН, що орієнтується за елементами ландшафту, наводиться саме в зазначену точку незалежно від того, з якою точністю відомі її географічні координати.

Появі дослідних зразків оптичних і радіолокаційних кореляційно-екстремальних систем і їх ДБН передував величезний обсяг теоретичних і експериментальних досліджень в галузі інформатики, теорій розпізнавання образів і обробки зображень, основ розробки апаратного і програмного забезпечення для поточних і еталонних зображень, організації банків фоно-цільової обстановки різних ділянок земної поверхнів різних діапазонах електромагнітного спектра, математичного моделювання ДБН, вертолітних, літакових і ракетних випробувань.

Конструкція одного з варіантів оптичної ДБН приведена на Мал. 1 .

Оптична ДБН забезпечує в польоті розпізнавання ділянки ландшафту в районі цілі по його оптичному зображенню, сформованому об'єктивом координатора на поверхні матричного багатоелементного фотоприймача. Кожен елемент приймача перетворює яскравість відповідного йому ділянки місцевості в електричний сигнал, який надходить на вхід кодує пристрої. Сформований цим пристроєм бінарний код записується в пам'ять ЕОМ. Тут же зберігається еталонне зображення шуканого ділянки місцевості, отримане по фотознімку і закодоване за тим же алгоритмом. При зближенні з метою ведеться поетапне масштабування шляхом виклику з пам'яті ЕОМ еталонних зображень відповідного масштабу.

Розпізнавання ділянки місцевості проводиться в режимах захоплення і супроводу мети. У режимі супроводу мети використовується безпошукове метод, заснований на алгоритмах теорії розпізнавання образів.

Алгоритм роботи оптичної ДБН надає можливість формувати сигнали управління як в режимі безпосереднього наведення, так і в режимі екстраполяції кутів наведення. Це дозволяє не тільки підвищити точність наведення ракети на ціль, але і забезпечити екстраполяцію сигналів управління в разі зриву супроводу мети. Гідність оптичних ДБН - пасивний режим роботи, висока роздільна здатність, малі маса і габарити.

Радіолокаційні ДБН забезпечують високу погодну, сезонну і ландшафтну надійність при істотному зменшенні інструментальних помилок системи управління і цілевказівки. Загальний вигляд одного з варіантів радіолокаційної ДБН наведено на Мал. 2 .

Принцип дії радіолокаційної ДБН заснований на кореляційному порівнянні поточного радіолокаційного яркостного зображення місцевості в районі цілі, одержуваного на борту ракети за допомогою радіолокатора, з еталонними зображеннями, синтезованими попередньо за первинними інформаційними матеріалами. В якості первинних інформаційних матеріалів використовуються топографічні карти, Цифрові карти місцевості, аерофотознімки, космічні знімки і каталог питомих ефективних поверхонь розсіювання, що характеризують відбивні радіолокаційні властивості різних поверхонь і забезпечують переклад оптичних знімків в радіолокаційні зображення місцевості, адекватні поточним зображенням. Поточні та еталонні зображення представляються у вигляді цифрових матриць, і їх кореляційний обробка проводиться в бортовий ЕОМ відповідно до розробленого алгоритму порівняння. Головною метою роботи радіолокаційної ДБН є визначення координат проекції центру мас ракети щодо точки цілі в умовах роботи по місцевості різної інформативності, заданих метеорологічних умовах з урахуванням сезонних змін, наявності радіотехнічного протидії та впливу динаміки польоту ракети на точність знімання поточного зображення.

Розробка і подальше вдосконаленняоптичних і радіолокаційних ДБН базуються на наукових і технічних досягненнях в галузі інформатики, обчислювальної техніки, Систем обробки зображень, на нових технологіях створення ДБН і їх елементів. Розробляються в даний час високоточні системи самонаведення увібрали в себе накопичений досвід і сучасні принципи створення таких систем. Вони використовують високопродуктивні бортові процесори, що дозволяють реалізувати складні алгоритми функціонування систем в масштабі реального часу.

Наступним кроком у створенні точних і надійних систем самонаведення високоточних ракет класу «земля-земля» стала розробка багатоспектральних систем корекції видимого, радіо-, інфрачервоного і ультрафіолетового діапазонів, комплексірованние 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 і їх бойовими характеристиками.

Складність розпізнавання цілей в режимі прямого наведення, що визначає складність програмно-алгоритмічного забезпечення високоточного наведення, привела до необхідності інтелектуалізації систем наведення. Одним з її напрямків слід вважати реалізацію в системах принципів штучного інтелекту на базі нейроподібних мереж.

Серйозні успіхи фундаментальних і прикладних наук в нашій країні, в тому числі в області теорії інформації і теорії систем зі штучним інтелектом, дозволяють реалізувати концепцію створення суперточних, прецизійних ракетних систем ураження наземних цілей, що забезпечують ефективність роботи в 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 і їх дозволу по азимуту, а також збільшення дальності виявлення. Активна радіолокаційна головка самонаведення містить гіростабілізований привід антени з встановленої на ньому щілинний антеною гратами моноімпульсного типу, трьохканальний приймальний пристрій, передавач, трьохканальний АЦП, програмований процесор сигналів, синхронізатор, опорний генератор і цифрову обчислювальну машину. В процесі обробки сигналів реалізується високий дозвіл наземних цілей і висока точність визначення їх координат (дальність, швидкість і кут місця і азимут). 1 мул.

Винахід відноситься до оборонної техніки, зокрема до систем наведення ракет, призначеним для виявлення і супроводу наземних цілей, а також для формування і 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 виявляються цілей - тільки радіовипромінювальні мети.

Відомі напівактивні і активні РГС, призначені для виявлення і супроводу повітряних цілей, наприклад, такі як вогнева секція [патент RU №2253821 від 06.10.2005 р], багатофункціональна Моноімпульсна доплеровская головка самонаведення (ДБН) для ракети РВВ АЕ [Рекламний буклет ВАТ « Агат », Міжнародний авіаційно-космічний салон« Макс-2005 »], вдосконалена ДБН 9Б-1103М (діаметр 200 мм), ДБН 9Б-1103М (діаметр 350 мм) [космічний кур'єр, №4-5, 2001., стр.46- 47], недоліками яких є обов'язкова наявність станції підсвітки цілі (для напівактивна РГС) і обмежений клас виявляються і супроводжуваних цілей - тільки повітряні цілі.

Відомі активні РГС, призначені для виявлення і 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 »], [Доплеровская ДБН для ракети: заявка 3-44267 Японія, МКІ G01S 7/36, 13/536, 13/56 / Hippo dense kiki KK Опубл. 7.05.91], недоліками яких є низький дозвіл цілей по кутових координатахі, як наслідок, невисокі дальності виявлення і захоплення цілей, а також низька точність їх супроводу. Перераховані недоліки даних ДБН обумовлені використанням сантиметрового діапазону хвиль, що не дозволяє реалізувати при малому міделі антени вузьку діаграму спрямованості антени і низький рівень її бічних пелюстків.

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

Недоліком розглянутої РЛС є її складність, через складність забезпечення синхронного зміни частот декількох генераторів для реалізації зміни від імпульсу до імпульсу частоти випромінюваних коливань.

З відомих технічних рішень найбільш близьким (прототипом) є РГС за патентом США №4665401, МКІ G01S 13/72 / Sperri Corp., 12.05.87. РГС, що працює в міліметровому діапазоні хвиль, здійснює пошук і супровід наземних цілей по дальності і по кутових координатах. Розрізнення цілей по дальності в РГС проводиться за рахунок застосування декількох вузькосмугових фільтрів проміжної частоти, що забезпечують досить гарне ставленнясигнал-шум на виході приймача. Пошук мети по дальності виконується за допомогою генератора пошуку діапазону, що генерує сигнал з лінійно змінною частотою для модуляції їм сигналу несучої частоти. Пошук мети по азимуту здійснюється скануванням антени в азимутальної площині. Спеціалізований обчислювач, який використовується в РГС, здійснює вибір елемента дозволу по дальності, в якому знаходиться мета, а також стеження мети по дальності і кутових координатах. Стабілізація антени - індикаторна, виконується за сигналами, що знімається з датчиків тангажу, крену і рискання ракети, а також за сигналами, що знімається з датчиків кута місця, азимута і швидкості руху антени.

Недоліком прототипу є низька точність супроводу цілей, обумовлена високим рівнембічних пелюсток антени і поганий стабілізацією антени. До недоліку прототипу також можна віднести низький дозвіл цілей по азимуту і малу (до 1,2 км) дальність їх виявлення, обумовлену використанням в РГС гомодинного способу побудови приймально-передавального тракту.

Завданням винаходу є підвищення точності супроводу цілей і їх дозволу по азимуту, 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, і 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 гіроплатформе введеного гіростабілізованого приводу антени і складається з аналого-цифрового перетворювача горизонтальній площині (АЦП гп), аналого-цифрового перетворювача вертикальній площині (АЦП вп), цифроаналогового перетворювача горизонтальній площині (ЦАП гп) , цифроаналогового перетворювача вертикальній площині (ЦАП вп), двигуна прецесії гіроплатформи горизонтальній площині (ДПГ гп), двигуна прецесії гіроплатформи вертикальній площині (ДПГ вп) і мікроЦВМ;

Трьохканальний приймальний пристрій (ПРМУ);

передавач;

Трьохканальний АЦП;

Програмований процесор сигналів (ППС);

синхронізатор;

Опорний генератор (ОГ);

Цифрова обчислювальна машина (ЦВМ);

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

На кресленні наведена структурна схема РГС, де позначено:

1 - щілинна антенна решітка (ЩАР);

2 - циркулятор;

3 - приймальний пристрій (ПРМУ);

4 - аналого-цифровий перетворювач (АЦП);

5 - програмований процесор сигналів (ППС);

6 - привід антени (ПА), функціонально об'єднує 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 відображені механічні зв'язку.

Щілинна антенна решітка 1 являє собою типову ЩАР моноімпульсного типу, використовувану в даний час в багатьох радіолокаційних станціях (РЛС), таких, наприклад, як «Спис», «Жук» розробки ВАТ «Корпорація« Фазотрон - НИИР »[Рекламний буклет ВАТ« Корпорація «Фазотрон - НИИР», Міжнародний авіаційно-космічний салон «Макс-2005»]. У порівнянні з іншими типами антен ЩАР забезпечує більш низький рівень бічних пелюсток. Описувана ЩАР 1 формує на передачу одну діаграму спрямованості (ДН) голчастого типу, а на прийом - три ДН: сумарну і дві різницеві - в горизонтальній і вертикальній площинах. ЩАР 1 механічно закріплена на гіроплатформе 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) різницевий горизонтальній площині Δ г;

3) різницевий вертикальній площині Δ в.

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

Приймальний пристрій 3 - типове трьохканальний приймальний пристрій, що застосовується в даний час в багатьох РГС і РЛС, наприклад, описане в монографії [ Теоретичні основирадіолокації. / Под ред. Я.Д.Шірмана - М .: Сов. радіо, 1970, стр.127-131]. Смуга пропускання кожного з ідентичних каналів ПРМУ 3 оптимізована на прийом і перетворення на проміжну частоту одиночного радіоімпульсу прямокутної форми. ПРМУ 3 в кожному з трьох каналів забезпечує посилення, фільтрацію від шумів і перетворення на проміжну частоту радіосигналів, що надходять на вхід кожного зі згаданих каналів. В якості опорних сигналів, необхідних при проведенні перетворень над прийнятими радіосигналами в кожному з каналів, використовуються високочастотні сигнали, що надходять з ОГ 8. Відкриття ПРМУ 3 здійснюється по синхросигналом, що надходить з синхронізатора 10.

ПРМУ 3 має 5 входів: перший, який є входом першого каналу ПРМУ, призначений для введення радіосигналу, прийнятого ЩАР 1 по разностному каналу горизонтальній площині Δ г; другий, який є входом другого каналу ПРМУ, призначений для введення радіосигналу, прийнятого ЩАР 1 по разностному каналу вертикальній площині Δ в; третій, що є входом третього каналу ПРМУ, призначений для введення радіосигналу, прийнятого ЩАР 1 по сумарному каналу Σ; 4-й - для введення з синхронізатора 10 синхросигналов; 5-й - для введення з ОГ 8 опорних високочастотних сигналів.

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

Аналого-цифровий перетворювач 4 представляє собою типовий трьохканальний АЦП, наприклад АЦП AD7582 фірми «Analog Devies». АЦП 4 перетворює надходять з ПРМУ 3 радіосигнали проміжної частоти в цифрову форму. Момент початку перетворень визначається тактується імпульсами, які надходять з синхронізатора 10. Вихідним сигналом кожного з каналів 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 і оптимізовану на первинну обробку прийнятих радіосигналів. ППС 5 забезпечує:

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

За допомогою другої цифровий магістралі (ЦМ 2) зв'язок з КПА;

Реалізацію функціонального програмного забезпечення (ФПО ППС), що містить всі необхідні константи і забезпечує виконання в ППС 5 наступних обробок радіосигналів: квадратурну обробку що надходять на його входи оцифрованих радіосигналів; 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 адаптованим до операційної системи, що використовується в ППС 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 МКІО (ГОСТ 26765.52-87).

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

Результати перерахованих вище обробок у вигляді трьох матриць амплітуд (МА), сформованих з радіосигналів, відповідно прийнятих по разностному каналу горизонтальній площині - МА Δг, разностному каналу вертикальній площині - МА Δв і сумарному каналу - МА Σ, ППС 5 записує в буфер цифровий магістралі ЦМ 1. Кожна з МА являє собою таблицю, заповнену значеннями амплітуд радіосигналів, відбитих від різних ділянок земної поверхні.

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

Привід антени 6 являє собою типовий гіростабілізований (з силової стабілізацією антени) привід, який використовується в даний час в багатьох РГС, наприклад, в РГС ракети Х-25мА [Карпенко А.В., Ганін С.М. Вітчизняні авіаційні тактичні ракети. - С-П .: 2000, стр.33-34]. Він забезпечує (в порівнянні з електромеханічними і 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 радіоуправління. Т.2. Радіоелектронні системи самонаведення. / Під. ред. А.І.Канащенкова і В.І.Меркулова. - М .: Радіотехніка, 2003 стр.216]. ПА 6 забезпечує обертання ЩАР 1 в горизонтальній і вертикальній площинах і її стабілізацію в просторі.

ДУПА гп, ДУПА вп, АЦП гп, АЦП вп, ЦАП гп, ЦАП вп, ДПГ гп, ДПГ вп, функціонально входять до складу ПА 6, широко відомі і використовуються в даний час в багатьох РГС і РЛС. МікроЦВМ є типову ЦВМ, реалізовану на одному з відомих мікропроцесорів, наприклад микропроцессоре 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 в мікроЦВМ функціонального програмного забезпечення приводу антени (ФПО па).

До ФПО па не пред'являється особливих вимог: воно лише має бути адаптованим до операційної системи, що використовується в мікроЦВМ.

Вхідними даними ПА 6, які надходять по 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. Перераховані вхідні дані надходять в ПА 6 при кожному обміні з ЦВМ 9.

ПА 6 працює в двох режимах: «арретірованія» і «Стабілізація».

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

У режимі «Стабілізація», який 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 Δφ г і вертикальної Δφ в площинах. Значення параметра неузгодженості Δφ г в горизонтальній площині мікроЦВМ видає в ЦАП гп. ЦАП гп значення цього параметра неузгодженості перетворює в напругу постійного струму, пропорційного значенням параметра неузгодженості, і подає його на ДПГ гп. ДПГ гп змінює кут прецесії гіроскопа, коректуючи цим кутове положення антени в горизонтальній площині. Значення параметра неузгодженості Δφ в у вертикальній площині мікроЦВМ видає в ЦАП вп. ЦАП вп значення цього параметра неузгодженості перетворює в напругу постійного струму, пропорційного значенням параметра неузгодженості, і подає його на ДПГ вп. ДПГ вп змінює кут прецесії гіроскопа, коректуючи цим кутове положення антени у вертикальній площині. Таким чином, в режимі «Стабілізація» ПА 6 на кожному такті роботи забезпечує відхилення антени на кути, рівні значенням параметрів неузгодженості в горизонтальній Δφ г 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 підстави, 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 φ аг і вертикальної φ ав площинах, які вона формує з перетворених в цифрову форму за допомогою АЦП гп і АЦП вп значень кутів положення антени , знятих з ДУПА гп і ДУПА вп.

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

Опорний генератор 8 являє собою типовий гетеродин, який використовується практично в 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 і оптимізовану на вирішення завдань вторинної обробки прийнятих радіосигналів і управління апаратурою. Прикладом такої ЦВМ може служити ЦВМ «Багет-83», виробництва НДІ СІ РАН КБ «Корунд». ЦВМ 9:

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

За третьою цифровий магістралі (ЦМ 3), в якості якої використовується цифрова магістраль МКІО, за допомогою передачі з КПА відповідних команд і ознак забезпечує самотестування;

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

За четвертої цифрової магістралі (ЦМ 4), в якості якої використовується цифрова магістраль МКІО, забезпечує зв'язок із зовнішніми пристроями;

Реалізацію ФПО ЦВМ.

Примітки.

До ФПО ЦВМ не пред'являється особливих вимог: воно лише має бути адаптованим до операційної системи, що використовується в ЦВМ 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 наступне:

1. За отриманими від зовнішніх пристроїв цілевказівки: кутового положення цілі в горизонтальній φ цгцу і вертикальної φ 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 і швидкості в радіолокаційних системах. 4.1. / Под ред. А.І.Канащенкова і В.І. Меркулова - М .: Радіотехніка, 2004, стр.263-269].

2. Над кожною з сформованих в ППС 5 і переданих в ЦВМ 6 по ЦМ 1 матриць МА Δг, МА Δв і МА Σ виконати наступну процедуру: порівняти значення амплітуд радіосигналів, записаних в осередках перерахованих МА, зі значенням порога і, якщо значення амплітуди радіосигналу 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 даній комірці, а нуль - про її відсутність .

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

4. Використовуючи після успішної реєстрації номера стовпця N стбд і 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 по дальності і дискрет рядки матриці виявлення MO Σ по швидкості, відповідно), обчислити значення дальності до мети Д ц і швидкості зближення V сб ракети з метою.

5. Використовуючи після успішної реєстрації номера стовпця N стбг матриці виявлення МО Δг і рядки N стрв 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 куту у вертикальній площині, відповідно), обчислити значення пеленгів мети в горизонтальній φ ЦГ і вертикальної Δφ кол площинах.

6. Обчислити значення параметрів неузгодженості в горизонтальній Δφ г і вертикальної Δφ в площинах за формулами

або за формулами

де φ цгцу, φ цвцу - значення кутів положення цілі в горизонтальній і вертикальній площинах, відповідно, отримані від зовнішніх пристроїв як цілевказівки; φ ЦГ і φ кол - обчислені в ЦВМ 9 значення пеленгів мети в горизонтальній і вертикальній площинах, відповідно; φ аг і φ ав - значення кутів положення антени в горизонтальній і вертикальній площинах, відповідно.

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

Заявлений пристрій працює таким чином.

На землі з КПА по цифровій магістралі ЦМ 2 в ППС 5 вводять ФПО ППС, яке записується в його пристрій (ЗУ).

На землі з КПА по цифровій магістралі ЦМ 3 в ЦВМ 9 вводять ФПО ЦВМ, яке записується в його ЗУ.

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

Відзначаємо, 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 в їх склад входять значення всіх необхідних при обчисленнях і логічних операціях констант.

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

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

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

3. ЦВМ 9 зчитує з буфера цифровий магістралі ЦМ 4 подаються з зовнішніх пристроїв наступні цілевказівки: значення кутового положення цілі в горизонтальній φ цгцу і вертикальної φ цвцу площинах, значення дальності Д цу до мети, швидкості зближення V сбцу ракети з метою і проводить їх аналіз .

Якщо всі перераховані вище дані нульові, то 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 цифровий магістралі ЦМ 1 значення кутового положення антени у вертикальній φ ав і горизонтальної φ аг площинах і за формулами (5) обчислює значення параметрів неузгодженості в горизонтальній Δφ г і вертикальної Δφ в площинах, які записує в буфер цифровий магістралі ЦМ 1. Крім цього ЦВМ 9 в буфер цифровий магістралі ЦМ 1 записує номер режиму N p, що відповідає режиму «Стабілізація».

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

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

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

Значення параметра неузгодженості Δφ в у вертикальній площині видає в ЦАП вп, який його перетворює в напругу постійного струму, пропорційного значенням 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 φ аг і вертикальної φ ав площинах, що надходять на них відповідно з ДУПА гп і ДУПА вп, які записує в буфер цифровий магістралі ЦМ 1.

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

Коди періоду повторення зондувальних імпульсів і тимчасових інтервалів, що визначають моменти відкриття ПРМУ 3 і початку роботи ОГ 8 і АЦП 4, ЦВМ 9 по цифровій магістралі ЦМ 1 передає в синхронизатор 10.

6. Синхронизатор 10 на основі згаданих вище кодів і інтервалів формує такі синхроімпульсів: імпульси запуску ПРД, імпульси закриття приймача, тактирующие імпульси ОГ, тактирующие 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. тактується імпульси ОГ надходять з третього виходу синхронізатора 10 на вхід ОГ 8. тактується імпульси АЦП з четвертого виходу синхронізатора 10 надходять на четвертий вхід АЦП 4. Імпульси початку обробки сигналів з п'ятого виходу синхронізатора 10 надходять на четвертий вхід ППС 5.

7. ОГ 8, отримавши тактуючий імпульс, обнуляє фазу генерованої ним високочастотного сигналу 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 і цілей радіосигнали і зі своїх сумарного Σ, разностного горизонтальній площині Δ г і різницевого вертикальній площині Δ в виходів видає їх відповідно на вхід-вихід АП 2, на вхід першого каналу ПРМУ 3 і на вхід другого каналу ПРМУ 3. Радіосигнал, що надійшов на АП 2, транслюється на вхід третього каналу ПРМУ 3.

10. ПРМУ 3 підсилює кожен зі згаданих вище радіосигналів, фільтрує від шумів і, використовуючи надходять з ОГ 8 опорні радіосигнали, перетворює їх на проміжну частоту, причому посилення радіосигналів і їх перетворення на проміжну частоту він здійснює тільки в ті інтервали часу, коли відсутні імпульси закриття приймача.

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

11. АЦП 4, під час вступу на його четвертий вхід з синхронізатора 10 тактуючих імпульсів, частота повторення яких в два рази вище частоти надходять з ПРМУ 3 радіосигналів, квант надходять на його входи каналів згадані радіосигнали за часом і рівнем, формуючи цим на виходах першого, другого і третього каналів згадані вище радіосигнали в цифровій формі.

Відзначаємо, що частота повторення тактуючих імпульсів обрана в два рази більшої частоти надходять на АЦП 4 радіосигналів з метою реалізації в ППС 5 квадратурной обробки прийнятих радіосигналів.

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

12. ППС 5, під час вступу на його четвертий вхід з синхронізатора 10 імпульсу початку обробки сигналів, над кожним із вищезгаданих радіосигналів відповідно до алгоритмів, описаними в монографії [Меркулов В.І., Канащенков А.І., Перов А.І. , Дрогалін В.В. та ін. Оцінювання дальності і швидкості в радіолокаційних системах. Ч.1. / Под ред. А.І.Канащенкова і В.І.Меркулова - М .: Радіотехніка, 2004, стр.162-166, 251-254], патенті США №5014064, кл. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991 та патенті РФ №2258939, 20.08.2005, здійснює: квадратурну обробку над прийнятими радіосигналами, усуваючи цим залежність амплітуд прийнятих радіосигналів від випадкових початкових фаз цих радіосигналів; когерентне накопичення прийнятих радіосигналів, забезпечуючи цим підвищення відносини 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 дозволу РГС в горизонтальній площині.

Результати перерахованих вище обробок ППС 5 у вигляді матриць амплітуд - МА Δг, МА Δв і MA Σ - записує в буфер цифровий магістралі ЦМ 1. Ще раз наголошуємо, що кожна з МА являє собою таблицю, заповнену значеннями амплітуд відбитих від різних ділянок земної поверхні радіосигналів, при цьому:

Матриця амплітуд МА Σ, сформована за радіосигналами, прийнятим за сумарним каналу, по суті, є радіолокаційним зображенням ділянки земної поверхні в координатах «Діяльність × частота Доплера», розміри якого пропорційні ширині ДН антени, куту нахилу ДН і дальності до землі. Амплітуда сигналу, записана в центрі матриці амплітуд по координаті «Діяльність», відповідає ділянці земної поверхні, що знаходиться від РГС на видаленні Д ЦМА = Д цу, де Д ЦМА - дальність до центру матриці амплітуд, Д цу - дальність цілевказань. Амплітуда сигналу, записана в центрі матриці амплітуд по координаті «частота Доплера», відповідає ділянці земної поверхні, що зближуються із РГС зі швидкістю V сбцу, тобто V ЦМА = V сбцу, де V ЦМА - швидкість центру матриці амплітуд;

Матриці амплітуд МА Δг і МА Δв, сформовані, відповідно, за різницевими радіосигналах горизонтальній площині і різницевим радіосигналах вертикальній площині, тотожні багатовимірним кутовим дискримінатори. Амплітуди радіосигналів, записаних в центрах даних матриць, відповідають ділянці земної поверхні, на який направлено рівносигнальний напрямок (РСН) антени, тобто φ цмаг = φ цгцу, φ цмав = φ цвцу, де φ цмаг - кутове положення центру матриці амплітуд МА Δг горизонтальній площині, φ цмав - кутове положення центру матриці амплітуд МА Δв вертикальній площині, φ цгцу - значення кутового положення цілі в горизонтальній площині, отримане як цілевказування, φ цвцу - значення кутового положення цілі в вертикальній площині, отримане як цілевказування.

Більш докладно згадані матриці описані в патенті RU №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 більше значення порога, то в цей осередок записує одиницю, в іншому випадку - нуль. В результаті цієї процедури з кожної згаданої МА формується матриця виявлення (МО) - МО Δг, МО Δв і MO Σ, відповідно, в осередках якої записані нулі або одиниці, при цьому одиниця сигналізує про наявність мети в даній комірці, а нуль - про її відсутності. Відзначаємо, що розмірність матриць МО Δг, МО Δв і MO Σ повністю збігаються з відповідними размерностями матриць МА Δг, МА Δв і 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, φ цмав = φ цмов, де φ цмог - кутове положення центру матриці виявлення МО Δг горизонтальній площині, φ цмов - кутове положення центру матриці виявлення МО Δв вертикальній площині.

14. ЦВМ 9 по даним, записаним в матрицях виявлення МО Δг, МО Δв і MO Σ, обчислює видалення кожної з виявленої цілі від центру відповідної матриці і порівнянням цих вилучень визначає мету, найближчу до центру відповідної матриці. Координати цієї мети ЦВМ 9 запам'ятовує у вигляді: номера стовпця N стбд матриці виявлення МО Σ, що визначає видалення мети від центру MO Σ по дальності; номера рядка N стрv матриці виявлення MO Σ, що визначає видалення мети від центру MO Σ по швидкості мети; номера стовпця N стбг матриці виявлення МО Δг, що визначає видалення мети від центру МО Δг по куту в горизонтальній площині; номера рядка N стрв матриці виявлення МО Δв, що визначає видалення мети від центру МО Δв по куту у вертикальній площині.

15. ЦВМ 9, використовуючи успішної реєстрації номера 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 і швидкість V сб зближення ракети з метою.

16. ЦВМ 9, використовуючи успішної реєстрації номера стовпця N стбг матриці виявлення МО Δг і рядки N стрв матриці виявлення МО Δв, а також значення кутового положення антени в горизонтальній φ аг і вертикальної φ ав площинах, за формулами (3) і (4) обчислює значення пеленгів мети в горизонтальній φ ЦГ і вертикальної φ кол площинах.

17. ЦВМ 9 по формулах (6) обчислює значення параметрів неузгодженості в горизонтальній Δφ г і вертикальної Δφ в площинах, які вона разом з номером режиму «Стабілізація» записує в буфер ЦМ 1.

18. ЦВМ 9 обчислені значення пеленгів мети в горизонтальній φ ЦГ і вертикальної φ кол площинах, дальності до мети Д ц і швидкості зближення V сб ракети з метою записує в буфер цифровий магістралі ЦМ 4, які з нього зчитуються зовнішніми пристроями.

19. Після цього заявлене 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 цілевказань, а значення дальності Д ц, швидкості зближення V сб ракети з метою, кутового положення цілі в горизонтальній φ ЦГ і вертикальної φ кол площинах, обчислені на попередніх тактах за формулами (1) - (4), відповідно.

Використання винаходу, у порівнянні 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 більш низький рівень бічних пелюсток антени,

Висока роздільна здатність цілей по азимуту і, за рахунок цього, більш високу точність визначення місця розташування мети;

Забезпечити більшу дальність виявлення цілей при низькій середній потужності передавача.

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

Радіолокаційна головка самонаведення, яка містить антену, передавач, приймальний пристрій (ПРМУ), 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 трьохканальним аналого цифровим перетворювачем (АЦП), програмованим процесором сигналів (ППС), синхронізатором, опорним генератором (ОГ), ЦВМ, як антена використана щілинна антенна решітка (ЩАР) моноімпульсного типу, механічно закріплена на гіроплатформе гіростабілізованого приводу антени і функціонально включає до свого складу ДУПА гп і ДУПА вп а також двигун прецесії гіроплатформи в горизонтальній площині (ДПГ гп), двигун прецесії гіроплатформи у вертикальній площині (ДПГ вп) і мікроціфровую обчислювальну машину (мікроЦВМ), причому ДУПА гп механічно з'єднаний з віссю ДПГ гп, а його вихід через аналого -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 цифроаналоговий перетворювач (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 ПРМУ, різницевий вихід ЩАР для діаграми спрямованості у вертикальній площині з'єднаний з входом 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 з входом першого каналу (АЦП), вихід другого каналу ПРМУ з'єднаний з входом другого каналу АЦП, вихід третього каналу ПРМУ з'єднаний з 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'єднаний 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 першої цифрової магістраллю з'єднані між собою, ППС другий цифровий магістраллю з'єднаний з контрольно-перевірочної апаратурою (КПА), ЦВМ третьої цифровий магістраллю з'єднана з КПА, ЦВМ з'єднана з четвертої цифрової магістраллю для зв'язку з зовнішніми пристроями.

БАЛТІЙСЬКИЙ державний технічний університет

_____________________________________________________________

Кафедра радіоелектронних пристроїв

Радіолокаційною головкою самонаведення

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 цілі, її автосопровождения і видачі сигналів управління на автопілот (АП) і радіовзривателя (РБ).

2.2 Технічні характеристики

РЛГС характеризується наступними основними тактико-технічними даними:

1. зона пошуку по напрямку:

За кутку місця ± 9 °

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

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

4. маμмальние кути відхилення зони пошуку:

По азимуту ± 50 ° (не менше)

За кутку місця ± 25 ° (не менше)

5. маμмальние кути відхилення равносигнальной зони:

По азимуту ± 60 ° (не менше)

За кутку місця ± 35 ° (не менше)

6. дальність захоплення цілі 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 по дальності 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.потребдяема потужність від джерел живлення:

Від мережі 115 в 400 Гц 3200 Вт

Від мережі 36 в 400 Гц 500 Вт

Від мережі 27 Потужність 600 Вт

14.вес станції - 245 кг.

3. ПРИНЦИПИ ДІЇ І ПОБУДОВИ РЛГС

3.1 Принцип дії РЛГС

РЛГС є радіолокаційну станцію 3-х сантиметрового діапазону, що працює в режимі імпульсного випромінювання. При найзагальнішому розгляді РЛГС може бути розбита на дві частини: - власне радіолокаційну частина і автоматичну частину, що забезпечує захоплення мети, її автоматичне супровід за кутом і дальності і видачу сигналів управління на автопілот і радіовзривателя.

Радіолокаційна частина станції працює звичайним чином. Високочастотні електромагнітні коливання, які генеруються магнетрон у вигляді дуже коротких імпульсів, випромінюються за допомогою остронаправленной антени, приймаються тієї ж антеною, перетворюються і посилюються в приймальному пристрої, проходять далі в автоматичну частина станції - систему кутового супроводу мети і далекомірної пристрій.

Автоматична частина станції складається з трьох наступних функціональних систем:

1. системи управління антеною, що забезпечує управління антеною в усіх режимах роботи РЛГС (в режимі "наведення", в режимі "пошук" і в режимі "самонаведення", який в свою чергу, підрозділяється на режими "захоплення" і "автосупровід")

2. далекомірного пристрої

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

Система управління антеною в режимі "автосупровід" працює по так званому диференціальному методу, в зв'язку з чим в станції застосована спеціальна антена, що складається з сфероїдальної дзеркала і 4-х випромінювачів, винесених на деяку відстань перед дзеркалом.

При роботі РЛГС на випромінювання формується одно-пелюсткова діаграма спрямованості з маμмумом збігається з віссю антеною системи. Це досягається за рахунок різної довжини хвилеводів випромінювачів - є жорсткий зсув по фазі між коливаннями різних випромінювачів.

При роботі на прийом діаграми спрямованості випромінювачів зрушені щодо оптичної осі дзеркала і перетинаються на рівні 0,4.

Зв'язок випромінювачів з приемопередающим 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 випромінювача, формуючи одне-пелюсткову діаграму спрямованості, а потім до формату двоканального приймача, то випромінювачі, що створюють дві діаграми спрямованості, розташовані у вертикальній площині, то випромінювачі, що створюють дві діаграми спрямованості в горизонтальній площині. З виходів приймачів сигнали потрапляють на схему віднімання, де в залежності від положення цілі щодо рівносигнального напряму, утвореного перетином діаграм спрямованості даної пари випромінювачів, виробляється різницевий сигнал, амплітуда і полярність якого визначається положенням мети в просторі (рис. 1.3).

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

Комутатор приймачів перемикає входи прийомних каналів з частотою 62,5Гц. Комутація прийомних каналів пов'язана з необхідністю усереднення їх характеристик, так як диференційний метод пеленгації цілі вимагає повної ідентичності параметрів обох прийомних каналів. Далекомірної пристрій РЛГС являє собою систему з двома електронними інтеграторами. З виходу першого інтегратора знімається напруга, пропорційне швидкості зближення з метою, з виходу другого інтегратора - напруга, пропорційне дальності до мети. Далекомір здійснює захоплення найближчої мети в діапазоні 10-25км з наступним її Автосупроводження до дальності 300 метрів. На дальності 500 метрів з далекоміра видається сигнал, службовець для взводу радіо-детонатора (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, який представляє проекції вектора абсолютної кутовий швидкості променя візування мети на поперечні осі ракети. Ці сигнали використовуються для управління ракетою по курсу і тангажу. На РВ з обчислювача надходить сигнал, що представляє проекцію вектора швидкості зближення цілі з ракетою на полярне напрямок променя візування мети.

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

1. застосування в РЛГС длиннофокусной антени, яка характеризується тим, що Формування і відхилення променя здійснюється в ній за допомогою відхилення одного досить легкого дзеркала, кут відхилення якого вдвічі менше кута відхилення променя. Крім того, в такій антені відсутні обертові високочастотні переходи, що спрощує її конструкцію.

2. використання приймача з лінійно-логарифмічною амплітудної характеристикою, що забезпечує розширення динамічного діапазону каналу до 80 дб і, тим самим, робить можливим пеленгацію джерела активної перешкоди.

3. побудова системи кутового супроводу по диференціальному методу, що забезпечує високу перешкодозахищеність.

4. застосування в станції оригінальної двухконтурной замкнутої схеми компенсації нишпорення, що забезпечує високу ступінь компенсації коливань ракети щодо променя антени.

5. конструктивне виконання станції по так званому контейнерному принципу, що характеризується цілою низкою переваг щодо зниження загальної ваги, використанні відведеного обсягу, зменшенні 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 завдання (або кілька більш-менш близьких між собою приватних завдань) і кожна з яких в тій чи іншій мірі оформлена у вигляді окремої технологічної та конструктивної одиниці. Таких Функціональних систем в 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%) і потужності 60 Вт, яка у вигляді коротких імпульсів (0,9 ± 0,1 мксек) випромінюється в простір.

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

3.2.2. синхронізатор

Синхронізатор складається з:

· Вузла маніпуляції прийому і синхронізації (МПС-2).

· Вузла комутації приймачів (КП-2).

· Вузла управління феритовими комутаторами (УФ-2).

· Вузла селекції і інтегрування (СІ).

· Вузла виділення сигналу помилки (СО)

· Ультразвукової лінії затримки (УЛЗ).

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

· Формування імпульсів управління феритовим комутатором осей, феритовим комутатором прийомних каналів і опорного напруги (вузол УФ-2)

· Інтегрування і підсумовування прийнятих сигналів, нормування напруги для управління АРУ, перетворення відеоімпульсів цілі і 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. далекомір

Далекомір складається з:

· Вузла тимчасового модулятора (ЕМ).

· Вузла тимчасового дискримінатора (ВД)

· Двох інтеграторів.

Призначенням цієї частини РЛГС є:

· Пошук, захоплення і супровід цілі по дальності з видачею сигналів дальності до мети і швидкості зближення з метою

· Видача сигналу Д-500 м

Державний комітет РФ по вищої освіти

БАЛТІЙСЬКИЙ державний технічний університет

_____________________________________________________________

Кафедра радіоелектронних пристроїв

Радіолокаційною головкою самонаведення

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 цілі, її автосопровождения і видачі сигналів управління на автопілот (АП) і радіовзривателя (РБ).

2.2 Технічні характеристики

РЛГС характеризується наступними основними тактико-технічними даними:

1. зона пошуку по напрямку:

По азимуту ± 10 °

За кутку місця ± 9 °

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

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

4. маμмальние кути відхилення зони пошуку:

По азимуту ± 50 ° (не менше)

За кутку місця ± 25 ° (не менше)

5. маμмальние кути відхилення равносигнальной зони:

По азимуту ± 60 ° (не менше)

За кутку місця ± 35 ° (не менше)

6. дальність захоплення цілі 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 по дальності 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.потребдяема потужність від джерел живлення:

Від мережі 115 в 400 Гц 3200 Вт

Від мережі 36 в 400 Гц 500 Вт

Від мережі 27 Потужність 600 Вт

14.вес станції - 245 кг.

3. ПРИНЦИПИ ДІЇ І ПОБУДОВИ РЛГС

3.1 Принцип дії РЛГС

РЛГС є радіолокаційну станцію 3-х сантиметрового діапазону, що працює в режимі імпульсного випромінювання. При найзагальнішому розгляді РЛГС може бути розбита на дві частини: - власне радіолокаційну частина і автоматичну частину, що забезпечує захоплення мети, її автоматичне супровід за кутом і дальності і видачу сигналів управління на автопілот і радіовзривателя.

Радіолокаційна частина станції працює звичайним чином. Високочастотні електромагнітні коливання, які генеруються магнетрон у вигляді дуже коротких імпульсів, випромінюються за допомогою остронаправленной антени, приймаються тієї ж антеною, перетворюються і посилюються в приймальному пристрої, проходять далі в автоматичну частина станції - систему кутового супроводу мети і далекомірної пристрій.

Автоматична частина станції складається з трьох наступних функціональних систем:

1. системи управління антеною, що забезпечує управління антеною в усіх режимах роботи РЛГС (в режимі "наведення", в режимі "пошук" і в режимі "самонаведення", який в свою чергу, підрозділяється на режими "захоплення" і "автосупровід")

2. далекомірного пристрої

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

Система управління антеною в режимі "автосупровід" працює по так званому диференціальному методу, в зв'язку з чим в станції застосована спеціальна антена, що складається з сфероїдальної дзеркала і 4-х випромінювачів, винесених на деяку відстань перед дзеркалом.

При роботі РЛГС на випромінювання формується одно-пелюсткова діаграма спрямованості з маμмумом збігається з віссю антеною системи. Це досягається за рахунок різної довжини хвилеводів випромінювачів - є жорсткий зсув по фазі між коливаннями різних випромінювачів.

При роботі на прийом діаграми спрямованості випромінювачів зрушені щодо оптичної осі дзеркала і перетинаються на рівні 0,4.

Зв'язок випромінювачів з приемопередающим 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 випромінювача, формуючи одне-пелюсткову діаграму спрямованості, а потім до формату двоканального приймача, то випромінювачі, що створюють дві діаграми спрямованості, розташовані у вертикальній площині, то випромінювачі, що створюють дві діаграми спрямованості в горизонтальній площині. З виходів приймачів сигнали потрапляють на схему віднімання, де в залежності від положення цілі щодо рівносигнального напряму, утвореного перетином діаграм спрямованості даної пари випромінювачів, виробляється різницевий сигнал, амплітуда і полярність якого визначається положенням мети в просторі (рис. 1.3).

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

Комутатор приймачів перемикає входи прийомних каналів з частотою 62,5Гц. Комутація прийомних каналів пов'язана з необхідністю усереднення їх характеристик, так як диференційний метод пеленгації цілі вимагає повної ідентичності параметрів обох прийомних каналів. Далекомірної пристрій РЛГС являє собою систему з двома електронними інтеграторами. З виходу першого інтегратора знімається напруга, пропорційне швидкості зближення з метою, з виходу другого інтегратора - напруга, пропорційне дальності до мети. Далекомір здійснює захоплення найближчої мети в діапазоні 10-25км з наступним її Автосупроводження до дальності 300 метрів. На дальності 500 метрів з далекоміра видається сигнал, службовець для взводу радіо-детонатора (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, який представляє проекції вектора абсолютної кутовий швидкості променя візування мети на поперечні осі ракети. Ці сигнали використовуються для управління ракетою по курсу і тангажу. На РВ з обчислювача надходить сигнал, що представляє проекцію вектора швидкості зближення цілі з ракетою на полярне напрямок променя візування мети.

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

1. застосування в РЛГС длиннофокусной антени, яка характеризується тим, що Формування і відхилення променя здійснюється в ній за допомогою відхилення одного досить легкого дзеркала, кут відхилення якого вдвічі менше кута відхилення променя. Крім того, в такій антені відсутні обертові високочастотні переходи, що спрощує її конструкцію.

2. використання приймача з лінійно-логарифмічною амплітудної характеристикою, що забезпечує розширення динамічного діапазону каналу до 80 дб і, тим самим, робить можливим пеленгацію джерела активної перешкоди.

3. побудова системи кутового супроводу по диференціальному методу, що забезпечує високу перешкодозахищеність.

4. застосування в станції оригінальної двухконтурной замкнутої схеми компенсації нишпорення, що забезпечує високу ступінь компенсації коливань ракети щодо променя антени.

5. конструктивне виконання станції по так званому контейнерному принципу, що характеризується цілою низкою переваг щодо зниження загальної ваги, використанні відведеного обсягу, зменшенні 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 завдання (або кілька більш-менш близьких між собою приватних завдань) і кожна з яких в тій чи іншій мірі оформлена у вигляді окремої технологічної та конструктивної одиниці. Таких Функціональних систем в 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%) і потужності 60 Вт, яка у вигляді коротких імпульсів (0,9 ± 0,1 мксек) випромінюється в простір.

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

3.2.2. синхронізатор

Синхронізатор складається з:

· Вузла маніпуляції прийому і синхронізації (МПС-2).

· Вузла комутації приймачів (КП-2).

· Вузла управління феритовими комутаторами (УФ-2).

· Вузла селекції і інтегрування (СІ).

· Вузла виділення сигналу помилки (СО)

· Ультразвукової лінії затримки (УЛЗ).

Призначенням цієї частини РЛГС є:

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

· Формування імпульсів управління феритовим комутатором осей, феритовим комутатором прийомних каналів і опорного напруги (вузол УФ-2)

· Інтегрування і підсумовування прийнятих сигналів, нормування напруги для управління АРУ, перетворення відеоімпульсів цілі і 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. далекомір

Далекомір складається з:

· Вузла тимчасового модулятора (ЕМ).

· Вузла тимчасового дискримінатора (ВД)

· Двох інтеграторів.