Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла»

Охлаждение фоторезистора до температуры –196 °C позволяет не только задать спектральный диапазон излучения поражаемых целей, но и значительно повысить чувствительность фотоприёмника на фоне тепловых помех. Охлаждающее устройство фоторезистора основного канала дросселирует сжатый до 350 атм азот, хранящийся в баллоне наземного источника питания. При понижении давления азот переходит в жидкое состояние с температурой –196 °C (77 К), охлаждает фоторезистор и накапливается в специальном корпусе с набивкой. Охлаждающее устройство обеспечивает достижение заданной температуры фоторезистора за 4,5 с перед пуском и подержание её в течение 14 с после пуска.

Неохлаждаемый фоторезистор вспомогательного канала чувствителен к тепловому излучению ложных тепловых целей (ЛТЦ) и аналогично преобразует его в электрический сигнал.

Повышению качества сигнала ошибки слежения, а в целом и наведения ракеты на цель способствует и автоматическая регулировка усиления, работающая по сигналу предварительного ПУок. Сигнал ошибки слежения за целью с выхода фотоприемника основного канала поступает на схему переключения и схему ближней зоны электронного блока ОГС. Сигнал ЛТЦ с выхода фотоприемника вспомогательного канала поступает на схему переключения.

Следящая система координатора цели

Следящая система предназначена для автоматического слежения координатора за целью и на основе этого определения угловой скорости линии визирования, необходимой для реализации метода пропорционального сближения при наведении ракеты в упрежденную точку встречи с целью.

Для этого следящая система решает следующие задачи:

1. Непрерывно автоматически совмещает оптическую ось координатора (Х_К) с линией визирования цели (Х_В), т. е. сводит ошибку слежения координатора к нулю ( -> 0).

Рис. 28. К работе следящей системы координатора цели

2. При -> 0 появляется возможность измерения угловой скорости виртуальной линии визирования (d_в/dt) как угловой скорости поворота самого координатора (d_к/dt), т. е. d_в/dt = d_к/dt.

3. При использовании гироскопического привода координатора угловая скорость его прецессии (поворота координатора) пропорциональна величине внешнего управляющего момента, а последний пропорционален ошибке слежения, т. е. d_в/dt .

4. При реализации метода пропорционального сближения за параметр управления (ошибку наведения (t)) принимается d_в/dt, а система наведения ракеты на цель будет стремиться свести ошибку наведения к нулю путём изменения угла пеленга , т. е. = (t) -> 0.

5. В системе наведения ракеты на цель следящий координатор является датчиком ошибки наведения, а автопилот — следящим приводом. Поэтому в качестве управляющего сигнала для автопилота используется сигнал ошибки слежения координатора, т. е. U^ВХ_АП = .

Структурно следящая система координатора построена по классической схеме, в которой с точки зрения автоматического управления:

1. Объектив одновременно выполняет роль датчика цели (положения линии визирования _в) и датчика отрицательной обратной связи (положения оптической оси координатора _к).

2. Фотоприёмник выполняет роль алгебраического сумматора, формирующего электрический сигнал рассогласования (ошибки слежения координатора = _в — _к).

3. Электронный блок выполняет роль усилительно-преобразовательного тракта, формирующего электрические управляющие сигналы для исполнительного элемента следящей системы координатора (U) и автопилота: Ud_в/dt. Причем U = U x d_в/dt.

4. Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора.

5. Ротор гироскопа является объектом управления следящей системы. Под действием внешнего момента он прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения.

6. Так как координатор цели механически связан с ротором гироскопа, то следящая система заставляет его непрерывно сопровождать цель оптической осью и на основе этого формирует сигнал угловой скорости линии визирования для автопилота.

Для обеспечения боевого применения ракеты следящий координатор имеет ещё две вспомогательные системы автоматического управления:

1. Система арретирования координатора предназначена для принудительного совмещения при прицеливании оптической оси координатора с линией прицеливания пусковой трубы, чем обеспечивается захват цели узким полем зрения ОГС. Причем линия прицеливания наклонена вниз на 10° относительно продольной оси пусковой трубы, что исключает удар ракеты о землю при старте.

Рис. 29. К работе системы арретирования координатора