Чтение онлайн

При этом:

1. Продолжая прицеливание и приблизительно за 2 с до входа цели в зону пуска (что ориентировочно определяется по видимому стрелком размеру цели — не менее половины диаметра внутреннего отверстия мушки), стрелок должен перевести пусковой крючок из исходного положения АР в положение РП (через положение РР) за время менее 0,6 с.

2. При заданном превышении сигналом цели сигнала фона обнаружитель цели АРП через блок логики отключает от входа следящей системы координатора сигнал ошибки арретирования и подключает сигнал ошибки слежения, т. е. переводит следящий координатор из режима арретирования в режим автоматического сопровождения цели и определения угловой скорости линии визирования. При слабом сигнале цели координатор будет периодически арретироваться для возможности перезахвата цели. Об этом свидетельствует мигание лампы световой индикации.

3. При устойчивом сопровождении цели АРП в течении 0,8 с анализирует соответствие параметров цели возможностям комплекса:

а) сигнал от цели превышает сигнал фона;

б) угловая скорость линии визирования не превышает 12°/с;

в) угол между оптической осью координатора и линией визирования (при точном прицеливании) не превышает 2°;

г) отсутствует сигнал ответа НРЗ («я — свой»).

При отрицательном результате анализа пуск задерживается. Прерывистая световая и звуковая сигнализация с частотой 12,5 Гц свидетельствует о том, что цель «своя».

При положительном результате анализа АРП подаёт на блок-реле управляющий сигнал, разрешающий пуск ракеты.

V ЭТАП — Пуск ракеты и выход её из трубы

1. При срабатывании блок-реле напряжения выдаются:

• на зарядку конденсаторов блока взведения, исключающих перерыв в электропитании при переходе с НИП на БИП;

• на электровоспламенитель ПАД, обеспечивая его воспламенение и выдачу пороховых газов на рулевую машину и БИП, который за 0,72 с выходит на режим и выдает ±(20…40) В бортового электропитания;

• через 0,72 с на электровоспламенитель стартового двигателя, обеспечивая воспламенение его заряда для создания реактивной тяги с ускорением до 120g в течении 0,065 с.

2. С началом движения ракеты по трубе:

• механизм бортразъёма ПТ обеспечит отстыковку бортразъёма и утапливание стопора ракеты;

• нож ПТ срежет трубку питания ОГС азотом.

3. При выходе ракеты из трубы:

• отработавший стартовый двигатель будет уловлен в ПТ;

• скорость полёта достигнет 30 м/с, а скорость вращения — 20 об/с;

• под действием осевых перегрузок осядет блокирующий стопор ПДУ взрывателя, обеспечивая снятие I ступени предохранения;

• под действием центробежных сил раскроются и зафиксируются рули, дестабилизаторы и крылья;

• при раскрывании рулей размыкатель блока взведения обеспечит выдачу напряжений БИП:

— на электровоспламенитель ПУД, обеспечивая газодинамическое управление полётом в течении 0,7 с;

— электровоспламенитель ПДУ, обеспечивая загорание пирозамедлителя (14 с) механизма самоликвидации и пиропредохранителя поворотной втулки, который, прогорая через 1–1,9 с, разрешит поворотной втулке с капсюлем-детонатором повернуться в боевое положение (снимет II ступень);

— через контакты поворотной втулки на зарядку конденсаторов С1, С2 боевой цепи — взрыватель готов к срабатыванию.

VI ЭТАП — полёт ракеты на начальном участке траектории

1. Примерно через 0,4 с после выхода ракеты из трубы (ракета удалится от стрелка на расстояние не менее 5,5 м) лучевой воспламенитель воспламенит основной заряд маршевого двигателя, который за 1,9 с работы на первом режиме разгонит ракету до крейсерской скорости (до 570 м/с);

2. Так как ракета выстреливается в направлении цели, а не в упреждённую точку, то сразу возникает угловая скорость линии визирования, и на вход автопилота от следящего координатора подается сигнал ошибки наведения, задающий плоскость наведения (положение этой плоскости задаётся положением цели, ракеты и их упреждённой точки встречи);

3. Для ускоренного вывода ракеты на кинематическую траекторию полёта в упреждённую точку используется схема ФСУРа по пеленгу. Она на определённое время, зависящее от стрельбы навстречу или вдогон, увеличивает коэффициент передачи усилительно-преобразовательного тракта АП (К = Uвых/Uвх) путём формирования сигнала, синфазного с сигналом ошибки наведения (т. е. тоже в плоскости наведения), и суммирование их на сумматоре I. В результате возросший управляющий сигнал АП интенсивно развернёт ракету в направлении упреждённой точки.

VII ЭТАП — самонаведение ракеты

В идеальном случае, когда цель летит равномерно и прямолинейно, а на ракету не действуют возмущающие факторы, кинематическая траектория полёта ракеты в упреждённую точку встречи с целью по методу пропорционального сближения при одноканальном релейном аэродинамическом управлении представляет собой спираль, продольная ось которой — прямая линия, соединяющая ракету и УТВ. При этом угловая скорость линии визирования «ракета — цель» равна нулю.

Практически (из-за манёвра цели и возмущений ракеты) возникает угловая скорость линии визирования, которая измеряется и преобразуется следящим координатором ОГС в информационный электрический сигнал ошибки наведения. Автопилот (следящий привод рулей), отрабатывая ошибку наведения, создает управляющую аэродинамическую силу, изменяющую траекторию полёта в сторону уменьшения угловой скорости линии визирования. Ракета направляется в новую (мгновенную) упреждённую точку. И так до встречи с целью.

VIII ЭТАП — наведение в ближайшей зоне и подрыв БЧ

1. При приближении ракеты к цели возрастает тепловое изображение цели в фокальной плоскости объектива (диаметр пятна) и уменьшается разрешающая способность координатора по ошибке наведения. Для нейтрализации этого явления в ОГС используется схема ближней зоны, обеспечивающая слежение за энергетическим максимумом излучения цели и высокую точность наведения.

2. Для высокой точности наведения и малой уязвимости сопла реактивного двигателя в ОГС предусмотрена схема смещения центра попадания, обеспечивающая формирование дополнительного сигнала управления полётом, отклоняющего ракету от сопла в корпус реактивного самолета.

3. Для подрыва боевой части и уничтожения цели осколочно-фугасным действием взрыва используется контактный взрыватель с основным и дублирующим магнитоэлектрическими датчиками. Основной датчик формирует импульс подрыва БЧ и остатков топлива МД при замыкании его магнитного поля через металлическую обшивку самолёта (т. е. допускает рикошет ракеты). Дублирующий датчик формирует импульс подрыва с временной задержкой от момента удара о цель (т. е. обеспечивает подрыв внутри цели).

4. При промахе ракеты по цели механизм самоликвидации взрывателя уничтожит ракету через 14–19 с после старта.