Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла»

Схема ближней зоны предназначена для повышения надёжности сопровождения цели при малых расстояниях до неё. При этом увеличиваются интенсивность излучения и размеры пятна, что приводит к изменению параметров импульсов на выходе фотосопротивления.

Частотомер ССО предназначен для сравнения заданной и фактической частоты вращения ротора гироскопа (частоты сканирования) и выработки импульсного управляющего напряжения, фаза которого даёт направление, а амплитуда — величину подкрутки ротора.

Принцип работы частотомера следующий:

• постоянный магнит ротора гироскопа индуцирует в обмотках генератора опорного напряжения (ГОН) синусоидальную ЭДС, частота которой характеризует фактическую частоту вращения ротора;

• сигнал ГОН поступает в частотомер и преобразуется:

а) с помощью дифференцирующей цепи — в последовательность импульсов;

б) с помощью счётчика (накопителя) импульсов — в постоянное напряжение U_факт, величина которого характеризует фактическую частоту вращения;

в) с помощью суммирующего усилителя — в разностный сигнал ±ΔU = U_факт — U_зад, причем U_зад формируется схемой «ИЛИ» до пуска (нет вращения ракеты) соответствующим f₂, а после пуска — соответствующим f₂ + f₃ (т. е. ±ΔU характеризует величину превышения или уменьшения скорости вращения ротора относительно заданной до пуска и после пуска);

г) с помощью электронного ключа, коммутируемого напряжением ГОН, постоянное напряжение ±ΔU преобразуется в импульсное управляющее напряжение U_упр, характеризующее необходимую величину подкрутки или торможения ротора.

Усилитель ССО предназначен для усиления управляющего сигнала по напряжению и току и запитки им катушек вращения гироскопа. Катушки вращения создадут магнитное поле, при взаимодействии которого с постоянным магнитом ротора будет поддерживаться заданная частота вращения.

Функционирование системы разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа

1. В исходном состоянии ротор гироскопа, а значит полюса постоянного магнита и создаваемый ими магнитный поток Ф_г, имеют случайную ориентацию.

2. При приведении в действие наземного источника питания электрическое питание выдаётся на блок датчиков пусковой трубы, электронный блок пускового механизма и ОГС ракеты.

3. В зависимости от ориентации Ф_г1 один из двух датчиков положения, размещенных диаметрально по окружности пусковой трубы, сформирует электрический сигнал управления U_у и выдаст его в блок разгона пускового механизма.

4. Под действием U_у в блоке разгона сработает один из двух электронных ключей и выдаст питание соответственно на одну из двух статорных катушек вращения гироскопа (КВ).

5. В результате взаимодействия магнитных полей КВ и постоянного магнита возникает вращающий момент и начинается раскрутка ротора гироскопа.

6. В последующем через каждые 180° поворота ротора срабатывает другой датчик положения и соответствующая КВ.

7. За время не более 5 с ротор раскручивается до 100 оборотов в секунду, блок разгона отключается, а поддержание вращения возлагается на систему стабилизации оборотов (ССО) ОГС

Рис. 31. К работе системы стабилизации оборотов ротора

Принципиально переключение катушек вращения происходит следующим образом:

А. Пусть ротор гироскопа имеет случайную ориентацию, как на рис. 32, и тогда постоянный магнит ротора создает магнитный поток Ф_г.

Б. Магнитные сердечники индуктивных датчиков положения (ДП 1,2) имеют некоторую исходную намагниченность и создают магнитные потоки Ф_дп1,2.

В. Ф_г, замыкаясь через сердечники датчиков, изменяет их намагниченность:

• Ф_дп1 — ½Ф_г;

• Ф_дп2 + ½Ф_г.

Таким образом, в этом положении ротора максимальную намагниченность приобретет сердечник ДП2 (т. к. Ф_дп2 + ½Ф_г), а значит его индуктивное сопротивление X_L2 станет минимальным и, соответственно, увеличится ток в цепи ВЧ генератора, выпрямителя и падение напряжения на R_п, приложенное к базе транзисторного ключа VT2.

Г. Срабатывая, ключ пропустит ток через соответствующую катушку вращения — КВ2.

Рис. 32. Работа системы разгона ротора гироскопа

8. Задание и стабилизация оборотов гироскопа необходимы для поддержания частоты сканирования цели в узкой полосе пропускания усилительно-преобразовательного тракта сигнала ошибки наведения ракеты. Мы уже говорили, что частота сканирования цели принята равной 100 Гц и поэтому обороты ротора должны быть:

• 100 об/с — до пуска (нет вращения корпуса ракеты);

• 120 об/с — в полёте (так как корпус ракеты вращается относительно продольной оси в противоположном ротору направлении).

9. Датчиком фактической частоты вращения ротора является обмотка генератора опорных напряжений (ГОН), размещенная на статоре гироскопа. Магнит ротора наводит в ней синусоидальную ЭДС фактической частоты (f_факт), которая прикладывается ко входу частотомера ССО.

10. В частотомере происходит: