Tête chercheuse radar active. Tête chercheuse Principe de fonctionnement de la tête chercheuse de télévision

La création de systèmes de guidage de cible de haute précision pour les missiles sol-sol à longue portée est l'un des problèmes les plus importants et les plus complexes du développement d'armes de haute précision (HPW). Cela est principalement dû au fait qu'en dehors de cela, conditions égales les cibles terrestres ont un rapport « signal utile/interférence » nettement inférieur à celui des cibles maritimes et aériennes, et le missile est lancé et guidé sans contact direct de l’opérateur avec la cible.

Dans les systèmes de missiles sol-sol à longue portée de haute précision qui mettent en œuvre le concept consistant à frapper efficacement des cibles au sol avec des ogives conventionnelles, quelle que soit la portée de tir, les systèmes de navigation inertielle sont intégrés aux systèmes de guidage de missiles qui utilisent le principe de navigation pour contrôler la dernière partie de la trajectoire des champs géophysiques de la Terre. Le système de navigation inertielle comme base garantit une immunité élevée au bruit et une autonomie des systèmes complexes. Cela présente un certain nombre d’avantages indéniables, notamment dans le cadre de l’amélioration continue des systèmes de défense antimissile.

Pour intégrer les systèmes de contrôle inertiel aux systèmes de référence basés sur les champs géophysiques de la Terre, un système spécial de support d'information est d'abord nécessaire.

L'idéologie et les principes du système de support d'information sont déterminés par les principales caractéristiques des cibles et des systèmes d'armes eux-mêmes. Sur le plan fonctionnel, le support informationnel pour les systèmes de missiles de haute précision comprend des éléments de base tels que la réception et le déchiffrement des informations de renseignement, le développement de la désignation de cible et l'apport d'informations de désignation de cible aux systèmes. armes à missiles.

L'élément le plus important des systèmes de guidage de missiles de haute précision sont les têtes chercheuses (GOS). L'une des organisations nationales impliquées dans les développements dans ce domaine est l'Institut central de recherche en automatisation et hydraulique (TSNIIAG), situé à Moscou. Là, une vaste expérience a été accumulée dans le développement de systèmes de guidage pour missiles sol-sol équipés de têtes autodirectrices optiques et radar avec traitement du signal à corrélation extrême.

L'utilisation de systèmes de référencement à corrélation-extrémisme basés sur des cartes de champs géophysiques en comparant les valeurs du champ géophysique mesurées en vol avec sa carte de référence stockée dans la mémoire de l'ordinateur de bord permet d'éliminer un certain nombre de erreurs de contrôle. Pour les systèmes de référence basés sur l'image optique du terrain, la carte de référence peut être une image de reconnaissance optique, dans laquelle la cible est déterminée pratiquement sans erreurs par rapport aux éléments du paysage environnant. De ce fait, le chercheur, guidé par les éléments du paysage, vise précisément le point spécifié, quelle que soit la précision avec laquelle ses coordonnées géographiques sont connues.

L'apparition de prototypes de systèmes extrêmes de corrélation optique et radar et de leurs chercheurs a été précédée par une énorme quantité de recherches théoriques et expérimentales dans le domaine de l'informatique, des théories de la reconnaissance de formes et du traitement d'images, des principes fondamentaux du matériel et logiciel pour les images actuelles et de référence, organisation de banques de conditions de fond-cible de diverses parties de la surface terrestre dans différentes gammes du spectre électromagnétique, modélisation mathématique des autodirecteurs, tests d'hélicoptères, d'avions et de missiles.

La conception de l'une des variantes du chercheur optique est illustrée dans riz. 1 .

Le chercheur optique permet une reconnaissance en vol d'une zone paysagère dans la zone cible grâce à son image optique formée par la lentille coordinatrice sur la surface d'un photodétecteur matriciel multi-éléments. Chaque élément du récepteur convertit la luminosité de la zone correspondante du terrain en un signal électrique, qui est transmis à l'entrée de l'encodeur. Le code binaire généré par cet appareil est enregistré dans la mémoire de l'ordinateur. Une image de référence de la zone souhaitée du terrain, obtenue à partir d'une photographie et encodée selon le même algorithme, est également stockée ici. À l'approche de la cible, une mise à l'échelle par étapes est effectuée en rappelant des images de référence de l'échelle appropriée à partir de la mémoire de l'ordinateur.

La reconnaissance d'une zone de terrain s'effectue dans les modes d'acquisition et de suivi de cible. En mode suivi de cible, une méthode de non-recherche est utilisée, basée sur des algorithmes issus de la théorie de la reconnaissance de formes.

L'algorithme de fonctionnement du chercheur optique offre la possibilité de générer des signaux de commande à la fois en mode de guidage direct et en mode d'extrapolation des angles de guidage. Cela permet non seulement d'augmenter la précision du guidage du missile vers la cible, mais également de fournir une extrapolation des signaux de contrôle en cas d'échec du suivi de la cible. L'avantage des autodirecteurs optiques réside dans leur mode de fonctionnement passif, leur haute résolution, leur faible poids et leurs dimensions.

Les autodirecteurs radar offrent une grande fiabilité météorologique, saisonnière et paysagère tout en réduisant considérablement les erreurs instrumentales dans le système de contrôle et de désignation de cible. Une vue générale de l'une des variantes de l'autodirecteur radar est présentée dans riz. 2 .

Le principe de fonctionnement de l'autodirecteur radar est basé sur une comparaison de corrélation de l'image actuelle de luminosité radar du terrain dans la zone cible, obtenue à bord du missile à l'aide d'un radar, avec des images de référence synthétisées à l'avance à l'aide de supports d'information primaires. Des cartes topographiques, des cartes numériques de terrain, des photographies aériennes, des images satellite et un catalogue de surfaces de diffusion efficaces spécifiques qui caractérisent les propriétés radar réfléchissantes de diverses surfaces et assurent la traduction des images optiques en images radar de la zone adéquates aux images actuelles sont utilisés. comme matériel d’information primaire. Les images actuelles et de référence sont présentées sous forme de matrices numériques, et leur traitement de corrélation est effectué dans un ordinateur de bord conformément à l'algorithme de comparaison développé. L'objectif principal de l'autodirecteur radar est de déterminer les coordonnées de projection du centre de masse du missile par rapport au point cible dans des conditions de fonctionnement sur un terrain au contenu d'information variable, compte tenu des conditions météorologiques, en tenant compte des changements saisonniers, de la présence d'électronique contre-mesures et influence de la dynamique de vol du missile sur la précision de l'image actuelle.

Le développement et l'amélioration des autodirecteurs optiques et radar reposent sur les réalisations scientifiques et techniques dans le domaine des sciences de l'information, de l'informatique, des systèmes de traitement d'images et des nouvelles technologies de création d'autodirecteurs et de leurs éléments. Les systèmes de référencement de haute précision actuellement développés intègrent l'expérience accumulée et les principes modernes de création de tels systèmes. Ils utilisent des processeurs embarqués hautes performances qui leur permettent de mettre en œuvre des algorithmes complexes pour le fonctionnement du système en temps réel.

L'étape suivante dans la création de systèmes de guidage précis et fiables pour les missiles sol-sol de haute précision a été le développement de systèmes de correction multispectrale pour les gammes visible, radio, infrarouge et ultraviolette, intégrés à des canaux pour le guidage direct du missile vers la cible. Le développement de canaux de guidage direct vers une cible se heurte à des difficultés importantes liées aux caractéristiques des cibles, aux trajectoires des missiles, aux conditions de leur utilisation, ainsi qu'au type d'ogives et à leurs caractéristiques de combat.

La difficulté de reconnaître des cibles en mode de guidage direct, qui détermine la complexité du support logiciel et algorithmique pour un guidage de haute précision, a conduit à la nécessité d'intellectualiser les systèmes de guidage. L'une de ses orientations devrait être considérée comme la mise en œuvre des principes de l'intelligence artificielle dans des systèmes basés sur des réseaux de type neuronal.

De sérieux succès dans les sciences fondamentales et appliquées de notre pays, notamment dans le domaine de la théorie de l'information et de la théorie des systèmes avec intelligence artificielle, permettent de mettre en œuvre le concept de création de systèmes de missiles de super précision et de précision pour détruire des cibles au sol, garantissant un fonctionnement efficace dans un large éventail de conditions utilisation au combat. L'un des derniers développements mis en œuvre dans ce domaine est le système de missiles opérationnels et tactiques Iskander.

UNIVERSITÉ TECHNIQUE DE L'ÉTAT BALTIQUE

_____________________________________________________________

Département des appareils radioélectroniques

ALARME RADAR

Saint-Pétersbourg

2. INFORMATIONS GÉNÉRALES SUR RLGS.

2.1 Objectif

La tête directrice radar est installée sur un missile sol-air pour assurer l'acquisition automatique de la cible au stade final du vol du missile, son suivi automatique et l'émission de signaux de commande au pilote automatique (AP) et au fusible radio (RF).

2.2 Spécifications techniques

Le RLGS se caractérise par les données tactiques et techniques de base suivantes :

1. zone de recherche dans la direction :

Angle d'élévation ± 9°

2. Temps d'examen de la zone de recherche 1,8 à 2,0 secondes.

3. Temps d'acquisition cible par angle 1,5 seconde (pas plus)

4. Angles de déviation maximaux de la zone de recherche :

Azimut ± 50° (pas moins)

Angle d'élévation ± 25° (pas moins)

5. Angles de déviation maximaux de la zone d'équisignal :

Azimut ± 60° (pas moins)

Angle d'élévation ± 35° (pas moins)

6. Portée d'acquisition de cibles du type d'avion IL-28 avec émission de signaux de commande vers (AP) avec une probabilité d'au moins 0,5 à 19 km et avec une probabilité d'au moins 0,95 à 16 km.

7 zones de recherche par portée 10 - 25 km

8. plage de fréquence de fonctionnement f ± 2,5 %

9. puissance moyenne de l'émetteur 68 W

10. Durée d'impulsion HF 0,9 ± 0,1 μsec

11. Période de répétition des impulsions HF T ± 5 %

12. sensibilité des canaux de réception - 98dB (pas moins)

13.consommation d'énergie des sources d'énergie :

Depuis le réseau 115 V 400 Hz 3200 W

Depuis réseau 36 V 400 Hz 500 W

Du réseau 27 600 W

14.poids de la station – 245 kg.

3. PRINCIPES DE FONCTIONNEMENT ET DE CONSTRUCTION DES RLGS

3.1 Principe de fonctionnement du RLGS

RLGS est une station radar d'une portée de 3 centimètres fonctionnant en mode rayonnement pulsé. De manière plus générale, le radar peut être divisé en deux parties : - la partie radar elle-même et la partie automatique, qui assure l'acquisition de la cible, son suivi automatique en angle et en portée, et l'émission de signaux de commande au pilote automatique et au fusible radio.

La partie radar de la station fonctionne comme d'habitude. Les oscillations électromagnétiques à haute fréquence générées par le magnétron sous forme d'impulsions très courtes sont émises à l'aide d'une antenne hautement directionnelle, reçues par la même antenne, converties et amplifiées dans le dispositif de réception, puis transmises à la partie automatique de la station - le système de suivi de cible angulaire et dispositif télémétrique.

La partie automatique de la station se compose des trois systèmes fonctionnels suivants :

1. système de contrôle d'antenne, qui permet de contrôler l'antenne dans tous les modes de fonctionnement de la station radar (en mode « guidage », en mode « recherche » et en mode « homing », qui à son tour est divisé en « capture » » et « suivi automatique »)

2. dispositif télémétrique

3. calculateur des signaux de commande fournis au pilote automatique et au fusible radio de la fusée.

Le système de contrôle de l'antenne en mode « auto-tracking » fonctionne selon la méthode dite différentielle, et donc la station utilise une antenne spéciale constituée d'un miroir sphéroïdal et de 4 émetteurs placés à une certaine distance devant le miroir.

Lorsque la station radar fonctionne grâce au rayonnement, un diagramme de rayonnement à lobe unique se forme dont le maximum coïncide avec l'axe du système d'antenne. Ceci est obtenu grâce aux différentes longueurs des guides d'ondes des émetteurs - il existe un déphasage rigide entre les oscillations des différents émetteurs.

Lorsqu'ils travaillent pour la réception, les diagrammes de rayonnement des émetteurs sont décalés par rapport à l'axe optique du miroir et se croisent au niveau de 0,4.

La connexion des émetteurs avec le dispositif émetteur-récepteur s'effectue via un chemin de guide d'ondes, dans lequel se trouvent deux commutateurs en ferrite connectés en série :

· commutateur d'axe (FKO), fonctionnant à une fréquence de 125 Hz.

· commutateur récepteur (RFC), fonctionnant à une fréquence de 62,5 Hz.

Les commutateurs d'axe en ferrite commutent le chemin du guide d'ondes de telle sorte qu'ils connectent d'abord les 4 émetteurs à l'émetteur, formant un diagramme de rayonnement à lobe unique, puis au récepteur à deux canaux, puis aux émetteurs créant deux diagrammes de rayonnement situés à la verticale. plan, puis les émetteurs créent deux motifs directionnels dans le plan horizontal. À partir des sorties des récepteurs, les signaux entrent dans le circuit de soustraction, où, en fonction de la position de la cible par rapport à la direction du signal égal formée par l'intersection des diagrammes de rayonnement d'une paire d'émetteurs donnée, un signal de différence est généré. , dont l'amplitude et la polarité sont déterminées par la position de la cible dans l'espace (Fig. 1.3).

De manière synchrone avec le commutateur d'axe en ferrite du RLGS, un circuit d'isolation des signaux de commande d'antenne fonctionne, à l'aide duquel un signal de commande d'antenne est généré en azimut et en élévation.

Le commutateur récepteur commute les entrées des canaux de réception avec une fréquence de 62,5 Hz. La commutation des canaux de réception implique la nécessité de faire la moyenne de leurs caractéristiques, car la méthode différentielle de radiogoniométrie de cible nécessite une identité complète des paramètres des deux canaux de réception. Le télémètre RLGS est un système à deux intégrateurs électroniques. Une tension proportionnelle à la vitesse d'approche de la cible est supprimée de la sortie du premier intégrateur, et une tension proportionnelle à la distance jusqu'à la cible est supprimée de la sortie du deuxième intégrateur. Le télémètre capture la cible la plus proche dans un rayon de 10 à 25 km, puis la suit automatiquement dans un rayon de 300 mètres. A une distance de 500 mètres, un signal est émis par le télémètre qui sert à armer le fusible radio (RF).

L'ordinateur RLGS est un dispositif de comptage et de résolution et est utilisé pour générer des signaux de commande émis par le RLGS au pilote automatique (AP) et au RP. Un signal est envoyé à l'AP, représentant la projection du vecteur vitesse angulaire absolue du faisceau de visée cible sur les axes transversaux du missile. Ces signaux sont utilisés pour contrôler le cap et le pas de la fusée. Un signal représentant la projection du vecteur vitesse de l'approche de la cible vers le missile sur la direction polaire du faisceau de visée de la cible est reçu de l'ordinateur.

Les caractéristiques distinctives de la station radar par rapport à d'autres stations similaires dans leurs données tactiques et techniques sont :

1. l'utilisation d'une antenne à longue focale dans la station radar, caractérisée par le fait que la formation et la déviation du faisceau y sont effectuées en déviant un miroir assez léger dont l'angle de déviation est la moitié de l'angle de déviation du faisceau. De plus, une telle antenne ne comporte pas de transitions haute fréquence rotatives, ce qui simplifie sa conception.

2. utilisation d'un récepteur avec une caractéristique d'amplitude linéaire-logarithmique, qui assure l'expansion de la plage dynamique du canal jusqu'à 80 dB et permet ainsi de trouver la source d'interférence active.

3. construction d'un système de suivi angulaire utilisant une méthode différentielle, offrant une immunité élevée au bruit.

4. l'utilisation d'un circuit original de compensation de lacet en boucle fermée à deux circuits dans la station, qui fournit un degré élevé de compensation des oscillations de la fusée par rapport au faisceau d'antenne.

5. conception de la station selon le principe dit du conteneur, caractérisée par de nombreux avantages en termes de réduction du poids total, d'utilisation du volume alloué, de réduction des connexions interblocs, de possibilité d'utiliser un système de refroidissement centralisé, etc.

3.2 Systèmes radar fonctionnels séparés

Le RLGS peut être divisé en un certain nombre de systèmes fonctionnels distincts, dont chacun résout un problème particulier très spécifique (ou plusieurs problèmes particuliers plus ou moins étroitement liés) et dont chacun est, à un degré ou à un autre, conçu sous la forme d'un unité technologique et structurelle distincte. Il existe quatre systèmes fonctionnels de ce type dans RLGS :

3.2.1 Partie radar de la station radar

La partie radar de la station radar se compose de :

· émetteur.

· destinataire.

· redresseur haute tension.

· partie haute fréquence de l'antenne.

La partie radar de la station radar est conçue :

· générer de l'énergie électromagnétique haute fréquence d'une fréquence donnée (f ± 2,5 %) et d'une puissance de 60 W, qui est émise dans l'espace sous forme d'impulsions courtes (0,9 ± 0,1 μsec).

· pour la réception ultérieure des signaux réfléchis par la cible, leur conversion en signaux de fréquence intermédiaire (Ff=30 MHz), l'amplification (via 2 canaux identiques), la détection et la sortie vers d'autres systèmes radar.

3.2.2. Synchroniseur

Le synchroniseur se compose de :

· unité de manipulation de réception et de synchronisation (MPS-2).

· unité de commutation du récepteur (KP-2).

· unité de commande pour interrupteurs en ferrite (UF-2).

· unité de sélection et d'intégration (SI).

· unité d'isolation du signal d'erreur (SO)

· ligne à retard ultrasonique (ULL).

· génération d'impulsions de synchronisation pour le lancement de circuits individuels dans la station radar et d'impulsions de commande pour le récepteur, l'unité SI et le télémètre (unité MPS-2)

· génération d'impulsions de commande pour l'interrupteur en ferrite des axes, l'interrupteur en ferrite pour les canaux de réception et la tension de référence (unité UF-2)

· intégration et sommation des signaux reçus, normalisation de tension pour le contrôle AGC, conversion des impulsions vidéo cibles et AGC en signaux radiofréquence (10 MHz) pour les retarder dans l'ULZ (nœud SI)

· isoler le signal d'erreur nécessaire au fonctionnement du système de suivi des coins (unité CO).

3.2.3. Télémètre

Le télémètre se compose de :

· unité modulatrice de temps (EM).

· nœud discriminateur de temps (TD)

· deux intégrateurs.

L’objectif de cette partie du RLGS est :

· recherche, capture et suivi d'une cible à portée avec émission de signaux de portée à la cible et vitesse d'approche de la cible

· sortie de signal D-500 m

Comité d'État de la Fédération de Russie pour l'enseignement supérieur

UNIVERSITÉ TECHNIQUE DE L'ÉTAT BALTIQUE

_____________________________________________________________

Département des appareils radioélectroniques

ALARME RADAR

Saint-Pétersbourg

2. INFORMATIONS GÉNÉRALES SUR RLGS.

2.1 Objectif

2.2 Spécifications techniques

Le RLGS se caractérise par les données tactiques et techniques de base suivantes :

1. zone de recherche dans la direction :

Azimut ± 10°

Angle d'élévation ± 9°

2. Temps d'examen de la zone de recherche 1,8 à 2,0 secondes.

3. Temps d'acquisition cible par angle 1,5 seconde (pas plus)

4. Angles de déviation maximaux de la zone de recherche :

Azimut ± 50° (pas moins)

Angle d'élévation ± 25° (pas moins)

5. Angles de déviation maximaux de la zone d'équisignal :

Azimut ± 60° (pas moins)

Angle d'élévation ± 35° (pas moins)

7 zones de recherche par portée 10 - 25 km

8. plage de fréquence de fonctionnement f ± 2,5 %

9. puissance moyenne de l'émetteur 68 W

10. Durée d'impulsion HF 0,9 ± 0,1 μsec

11. Période de répétition des impulsions HF T ± 5 %

12. sensibilité des canaux de réception - 98dB (pas moins)

13.consommation d'énergie des sources d'énergie :

Depuis le réseau 115 V 400 Hz 3200 W

Depuis réseau 36 V 400 Hz 500 W

Du réseau 27 600 W

14.poids de la station – 245 kg.

3. PRINCIPES DE FONCTIONNEMENT ET DE CONSTRUCTION DES RLGS

3.1 Principe de fonctionnement du RLGS

La partie automatique de la station se compose des trois systèmes fonctionnels suivants :

2. dispositif télémétrique

3. calculateur des signaux de commande fournis au pilote automatique et au fusible radio de la fusée.

Lorsqu'ils travaillent pour la réception, les diagrammes de rayonnement des émetteurs sont décalés par rapport à l'axe optique du miroir et se croisent au niveau de 0,4.

La connexion des émetteurs avec le dispositif émetteur-récepteur s'effectue via un chemin de guide d'ondes, dans lequel se trouvent deux commutateurs en ferrite connectés en série :

· commutateur d'axe (FKO), fonctionnant à une fréquence de 125 Hz.

· commutateur récepteur (RFC), fonctionnant à une fréquence de 62,5 Hz.

Les caractéristiques distinctives de la station radar par rapport à d'autres stations similaires dans leurs données tactiques et techniques sont :

3. construction d'un système de suivi angulaire utilisant une méthode différentielle, offrant une immunité élevée au bruit.

5. la conception de la station est basée sur le principe dit du conteneur, caractérisé par un certain nombre d'avantages en termes de réduction du poids total, d'utilisation du volume alloué, de réduction des connexions interblocs et de possibilité d'utiliser système centralisé refroidissement, etc

3.2 Systèmes radar fonctionnels séparés

3.2.1 Partie radar de la station radar

La partie radar de la station radar se compose de :

· émetteur.

· destinataire.

· redresseur haute tension.

· partie haute fréquence de l'antenne.

La partie radar de la station radar est conçue :

3.2.2. Synchroniseur

Le synchroniseur se compose de :

· unité de manipulation de réception et de synchronisation (MPS-2).

· unité de commutation du récepteur (KP-2).

· unité de commande pour interrupteurs en ferrite (UF-2).

· unité de sélection et d'intégration (SI).

· unité d'isolation du signal d'erreur (SO)

· ligne à retard ultrasonique (ULL).

· génération d'impulsions de commande pour l'interrupteur en ferrite des axes, l'interrupteur en ferrite pour les canaux de réception et la tension de référence (unité UF-2)

· isoler le signal d'erreur nécessaire au fonctionnement du système de suivi des coins (unité CO).

3.2.3. Télémètre

Le télémètre se compose de :

· unité modulatrice de temps (EM).

· nœud discriminateur de temps (TD)

· deux intégrateurs.

L’objectif de cette partie du RLGS est :

· recherche, capture et suivi d'une cible à portée avec émission de signaux de portée à la cible et vitesse d'approche de la cible

· sortie de signal D-500 m

· émettre des impulsions de sélection pour déclencher le récepteur

· émettre des impulsions de délai de réception.

3.2.4. Système de contrôle d'antenne (ACS)

Le système de contrôle d'antenne se compose de :

· unité de recherche et de gyrostabilisation (SGS).

· Unité de contrôle de la tête d'antenne (AHA).

· unité de capture automatique (A3).

· unité de stockage (MS).

· nœuds de sortie du système de contrôle d'antenne (AC) (via le canal φ et le canal ξ).

· ensemble ressort électrique (ES).

L’objectif de cette partie du RLGS est :

· contrôle de l'antenne lors du décollage de la fusée en guidage, recherche et préparation aux modes de capture (nœuds SGS, UGA, US et ZP)

· acquisition de cible par angle et son suivi automatique ultérieur (nœuds A3, ZP, US et ZP)

4. PRINCIPE DE FONCTIONNEMENT DU SYSTÈME DE CIBLE ANGULAIRE

Dans le schéma fonctionnel du système de suivi angulaire de la cible, les signaux d'impulsions haute fréquence réfléchis reçus par deux émetteurs verticaux ou horizontaux de l'antenne, via un commutateur en ferrite (FKO) et un commutateur en ferrite de canaux de réception - (FKP), arrivent à les brides d'entrée de l'unité de réception radiofréquence. Pour réduire les réflexions des sections de détection des mélangeurs (SM1 et SM2) et des parafoudres de protection du récepteur (RZP-1 et RZP-2) pendant le temps de récupération du RZP, qui aggravent l'isolement entre les canaux de réception, des vannes de ferrite résonantes (FV-) sont installés devant les parafoudres (REP.1 et FV-2). Les impulsions réfléchies reçues aux entrées de l'unité de réception radiofréquence sont transmises via des vannes résonantes (F A-1 et F B-2) aux mélangeurs (CM-1 et CM-2) des canaux correspondants, où, mélangées avec les oscillations de l'oscillateur klystron, elles sont converties en impulsions de fréquences intermédiaires. À partir des sorties des mélangeurs des 1er et 2ème canaux, des impulsions de fréquence intermédiaire sont fournies aux amplificateurs préliminaires de fréquence intermédiaire des canaux correspondants - (unité PUFC). À partir de la sortie du PUFC, des signaux de fréquence intermédiaire amplifiés sont fournis à l'entrée d'un amplificateur de fréquence intermédiaire linéaire-logarithmique (nœuds UPCHL). Les amplificateurs linéaires-logarithmiques de fréquence intermédiaire produisent une amplification, une détection et une amplification ultérieure à la fréquence vidéo des impulsions de fréquence intermédiaire reçues du convertisseur de fréquence.

Chaque amplificateur linéaire-logarithmique se compose des éléments fonctionnels suivants :

Amplificateur logarithmique, qui comprend un amplificateur (6 étages)

· Transistors (TR) pour découpler l'amplificateur de la ligne d'addition

Lignes d'addition de signaux (SA)

· Détecteur linéaire (LD), qui, dans la plage des signaux d'entrée de l'ordre de 2 à 15 dB, donne une dépendance linéaire des signaux d'entrée sur la sortie

· Cascade de sommation (Σ), dans laquelle les composantes linéaires et logarithmiques de la caractéristique sont ajoutées

Amplificateur vidéo (VA)

La caractéristique linéaire-logarithmique du récepteur est nécessaire pour étendre la plage dynamique du trajet de réception à 30 dB et éliminer les surcharges causées par les interférences. Si nous considérons la caractéristique d'amplitude, alors dans la section initiale, elle est linéaire et le signal est proportionnel au signal d'entrée ; à mesure que le signal d'entrée augmente, l'incrément du signal de sortie diminue.

Pour obtenir une dépendance logarithmique dans l'UPCL, la méthode de détection séquentielle est utilisée. Les six premiers étages de l'amplificateur fonctionnent comme des amplificateurs linéaires à de faibles niveaux de signal d'entrée et comme des détecteurs à des niveaux de signal élevés. Les impulsions vidéo générées lors de la détection sont envoyées depuis les émetteurs des transistors amplificateurs vers les bases des transistors de découplage, sur la charge du collecteur commun desquels elles s'ajoutent.

Pour obtenir la section linéaire initiale de la caractéristique, le signal de la sortie de l'amplificateur est envoyé à un détecteur linéaire (LD). La dépendance linéaire-logarithmique générale est obtenue en ajoutant les caractéristiques d'amplitude logarithmique et linéaire dans la cascade d'addition.

En raison de la nécessité d'avoir un niveau de bruit assez stable pour les canaux de réception. Chaque canal de réception utilise un système de contrôle automatique du gain de bruit (AGC) inertiel. A cet effet, la tension de sortie du nœud UPCHL de chaque canal est fournie au nœud PRU. Grâce à un préamplificateur (PRU), un interrupteur (CL), cette tension est fournie au circuit de génération d'erreurs (EGC), dans lequel la tension de référence « niveau de bruit » est également introduite à partir des résistances R4, R5, dont la valeur détermine le niveau de bruit à la sortie du récepteur. La différence entre la tension de bruit et la tension de référence constitue le signal de sortie de l'amplificateur vidéo du nœud AGC. Après une amplification et une détection appropriées, le signal d'erreur sous la forme d'une tension constante est fourni au dernier étage du PFC. Pour exclure le fonctionnement de l'unité AGC de divers types de signaux pouvant apparaître à l'entrée du chemin de réception (l'AGC ne doit fonctionner qu'en réponse au bruit), la commutation du système AGC et du klystron de l'unité a été introduite. Le système AGC est normalement verrouillé et s'ouvre uniquement pendant la durée de l'impulsion stroboscopique AGC, qui est située en dehors de la zone de réception des signaux réfléchis (250 μs après l'impulsion de démarrage PRD). Afin d'éliminer l'influence de divers types d'interférences externes sur le niveau de bruit, la génération de klystron est interrompue pendant le fonctionnement de l'AGC, pour laquelle une impulsion stroboscopique est également fournie au réflecteur du klystron (via l'étage de sortie du système AFC). (Figure 2.4)

Il convient de noter que l'échec de la génération du klystron lors du fonctionnement de l'AGC conduit au fait que la composante de bruit créée par le mélangeur n'est pas prise en compte par le système AGC, ce qui entraîne une certaine instabilité du niveau de bruit global des canaux de réception.

Presque toutes les tensions de commande et de commutation sont fournies aux nœuds PFC des deux canaux, qui sont les seuls éléments linéaires du chemin de réception (à fréquence intermédiaire) :

· Tension de régulation de l'AGC ;

L'unité de réception radiofréquence du RLGS contient également un circuit de réglage automatique de la fréquence du klystron (AFC), du fait que le système de réglage utilise un klystron à commande double fréquence - électronique (dans une petite plage de fréquences) et mécanique (dans une large gamme de fréquences) Le système AFC est également divisé en système de contrôle de fréquence électronique et électromécanique. La tension de la sortie de l'AFC électronique est fournie au réflecteur klystron et effectue le réglage électronique de la fréquence. La même tension est fournie à l'entrée du circuit électromécanique de réglage de fréquence, où elle est convertie en tension alternative, puis fournie à l'enroulement de commande du moteur, qui effectue un réglage mécanique de la fréquence du klystron. Pour trouver le réglage correct de l'oscillateur local (klystron) correspondant à une fréquence différentielle d'environ 30 MHz, l'AFC fournit un circuit électromécanique de recherche et de capture. La recherche s'effectue sur toute la plage d'accord de fréquence du klystron en l'absence de signal à l'entrée de l'AFC. Le système AFC fonctionne uniquement lors de l'émission d'une impulsion de sondage. A cet effet, le 1er étage de l'unité AFC est alimenté par une impulsion de démarrage différenciée.

À partir des sorties de l'UPCL, les impulsions vidéo cibles entrent dans le synchroniseur vers le circuit de sommation (СХ "+") dans le nœud SI et vers le circuit de soustraction (СХ "-") dans le nœud CO. Les impulsions cibles des sorties UPCHL des 1er et 2ème canaux, modulées avec une fréquence de 123 Hz (avec cette fréquence les axes sont commutés), via les émetteurs suiveurs ZP1 et ZP2 entrent dans le circuit de soustraction (CX "-"). À partir de la sortie du circuit de soustraction, le signal de différence obtenu en soustrayant les signaux du 1er canal des signaux du 2ème canal du récepteur atteint les détecteurs clés (KD-1, KD-2), où il est détecté sélectivement et le signal d'erreur est séparé le long des axes "ξ" et "φ". Les impulsions d'activation nécessaires au fonctionnement des détecteurs de clés sont générées dans des circuits spéciaux dans la même unité. L'un des circuits de génération d'impulsions de résolution (SRPR) reçoit des impulsions cibles intégrées de l'unité « SI » du synchroniseur et une tension de référence de 125– (I) Hz, l'autre reçoit des impulsions cibles intégrées et une tension de référence de 125 Hz– (II) en antiphase. Les impulsions permissives sont formées à partir des impulsions de la cible intégrée au moment de l'alternance positive de la tension de référence.

Tensions de référence 125 Hz – (I), 125 Hz – (II), décalées les unes par rapport aux autres de 180, nécessaires au fonctionnement des circuits de génération d'impulsions de validation (EPFR) dans le nœud CO du synchroniseur, ainsi que la tension de référence le long le canal « φ » est généré par division séquentielle par 2 de la fréquence de répétition de la station dans le nœud KP-2 (commutation récepteur) du synchroniseur. La division de fréquence est réalisée à l'aide de diviseurs de fréquence, qui sont des bascules RS. Le circuit de génération d'une impulsion de déclenchement du diviseur de fréquence (OΦZ) est déclenché par le front descendant d'une impulsion négative différenciée de limitation du temps de réception (T = 250 µsec), qui provient du télémètre. Du circuit de sortie de tension de 125 Hz - (I) et 125 Hz - (II) (SV), une impulsion de synchronisation avec une fréquence de 125 Hz est supprimée, qui est fournie au diviseur de fréquence dans l'UV-2 (DC ) nœud. De plus, une tension de 125 Hz est fournie au circuit formant un décalage de 90 par rapport à la tension de référence. Le circuit de génération de la tension de référence le long du canal (TOH φ) est monté sur un déclencheur. Une impulsion de synchronisation de 125 Hz est fournie au circuit diviseur du nœud UV-2, la tension de référence « ξ » avec une fréquence de 62,5 Hz est retirée de la sortie de ce diviseur (DC), fournie au nœud américain et également au nœud KP-2 pour la formation décalée de 90 degrés de tension de référence.

Dans le nœud UV-2, des impulsions de courant de commutation d'axes avec une fréquence de 125 Hz et des impulsions de courant de commutation de récepteur avec une fréquence de 62,5 Hz sont également générées (Fig. 4.4).

L'impulsion d'activation ouvre les transistors du détecteur de clé et le condensateur, qui est la charge du détecteur de clé, est chargé à une tension égale à l'amplitude de l'impulsion résultante provenant du circuit de soustraction. Selon la polarité de l'impulsion entrante, la charge aura un signe positif ou négatif. L'amplitude des impulsions résultantes est proportionnelle à l'angle de décalage entre la direction vers la cible et la direction de la zone à signal égal, donc la tension à laquelle le condensateur du détecteur clé est chargé est la tension du signal d'erreur.

À partir des détecteurs clés, un signal d'erreur avec une fréquence de 62,5 Hz et une amplitude proportionnelle à l'angle de décalage entre la direction vers la cible et la direction de la zone à signal égal est fourni via le ZP (ZPZ et ZPCH) et la vidéo. amplificateurs (VU-3 et VU-4) aux nœuds US-φ et au système de contrôle d'antenne US-ξ (Fig. 6.4).

Les impulsions cibles et le bruit UPCL des 1er et 2ème canaux sont également transmis au circuit d'addition CX+ dans l'unité de synchronisation (SI), dans lequel la sélection temporelle et l'intégration sont effectuées. La sélection temporelle des impulsions par fréquence de répétition est utilisée pour lutter contre le bruit d'impulsion asynchrone. La protection du radar contre les interférences d'impulsions asynchrones peut être obtenue en appliquant au circuit de coïncidence des signaux réfléchis non retardés et les mêmes signaux, mais retardés d'une durée exactement égale à la période de répétition des impulsions émises. Dans ce cas, seuls les signaux dont la période de répétition est exactement égale à la période de répétition des impulsions émises traverseront le circuit de coïncidence.

À partir de la sortie du circuit d'addition, l'impulsion cible et le bruit via l'inverseur de phase (Φ1) et l'émetteur suiveur (ZP1) entrent dans l'étape de coïncidence. Le circuit de sommation et la cascade de coïncidence sont des éléments d'un système d'intégration fermé à rétroaction positive. Le circuit d'intégration et le sélecteur fonctionnent comme suit. L'entrée du circuit (Σ) reçoit des impulsions de la cible additionnée de bruit et des impulsions de la cible intégrée. Leur somme va au modulateur et générateur (MiG) et à l'ULZ. Ce sélecteur utilise une ligne à retard ultrasonique. Il est constitué d'un conduit acoustique doté de convertisseurs d'énergie électromécaniques (plaques de quartz). ULZ peut être utilisé pour retarder à la fois les impulsions RF (jusqu'à 15 MHz) et les impulsions vidéo. Mais lorsque les impulsions vidéo sont retardées, une distorsion significative de la forme du signal se produit. Par conséquent, dans le circuit sélecteur, les signaux à retarder sont d'abord convertis à l'aide d'un générateur et d'un modulateur spéciaux en impulsions RF avec une fréquence de remplissage de 10 MHz. A partir de la sortie de l'ULZ, l'impulsion cible, retardée pendant la période de répétition du radar, est fournie à l'UPC-10, à partir de la sortie de l'UPC-10, le signal retardé et détecté au niveau du détecteur (D) est alimenté via la clé (CL) (UPCH-10) à la cascade de coïncidence (CS), à laquelle la même cascade délivre l'impulsion sommée de la cible.

À la sortie de la cascade de coïncidence, on obtient un signal proportionnel au produit des tensions bénéfiques, de sorte que les impulsions cibles arrivant de manière synchrone aux deux entrées du CS passent facilement à travers la cascade de coïncidence, et le bruit et les interférences asynchrones sont fortement supprimés. Depuis la sortie (KS), les impulsions cibles via l'inverseur de phase (Φ-2) et (ZP-2) entrent à nouveau dans le circuit (Σ), fermant ainsi l'anneau de rétroaction ; de plus, les impulsions cibles intégrées entrent dans le nœud CO. , aux circuits de génération des impulsions de validation des détecteurs clés (OFRI 1) et (OFRI 2).

Les impulsions intégrées de la sortie du commutateur (KL), en plus de la cascade de coïncidence, sont fournies au circuit de protection contre les interférences d'impulsions non synchrones (SPI), dont le deuxième bras reçoit les impulsions de la cible sommée et le bruit de ( 3P1). Le circuit de protection contre les interférences non synchrones est un circuit d'adaptation de diodes qui laisse passer la plus faible des deux tensions agissant de manière synchrone à ses entrées. Étant donné que les impulsions cibles intégrées sont toujours nettement supérieures à celles additionnées et que la tension de bruit et d'interférence est fortement supprimée dans le circuit d'intégration, alors dans le circuit de coïncidence (CH), en substance, la sélection des impulsions cibles additionnées par les impulsions de la cible intégrée se produit. L'impulsion « cible directe » résultante a la même amplitude et la même forme que l'impulsion cible additionnée, tandis que le bruit et les interférences asynchrones sont supprimés. L'impulsion de cible directe est fournie au discriminateur temporel du circuit télémétrique et à l'unité de capture automatique et au système de contrôle d'antenne. Évidemment, lors de l'utilisation de ce schéma de sélection, il est nécessaire d'assurer une égalité très précise du temps de retard dans l'ULZ et de la période de répétition des impulsions émises. Cette exigence peut être satisfaite en utilisant des schémas spéciaux de génération d'impulsions de synchronisation, dans lesquels la stabilisation de la période de répétition des impulsions est réalisée par un circuit de sélection sélective. Le générateur d'impulsions de synchronisation est situé dans le nœud MPS - 2 et est un oscillateur bloquant (BG) avec sa propre période d'auto-oscillation, légèrement plus longue que le temps de retard dans l'ULZ, c'est-à-dire plus de 1000 µs. A la mise sous tension du radar, la première impulsion ZVG est différenciée et déclenche BG-1, à la sortie duquel plusieurs impulsions de synchronisation sont supprimées :

· Impulsion de synchronisation négative T=11 µs est fourni avec l'impulsion de sélection du télémètre au circuit (CS), qui génère des impulsions de commande du nœud SI pendant la durée desquelles la cascade de manipulation (KM) dans le nœud (SI) s'ouvre et la cascade d'addition ( CH +) et tous les suivants fonctionnent. De ce fait, l'impulsion de synchronisation BG1 traverse (СХ +), (Φ 1), (EP-1), (Σ), (MiG), (ULZ), (UPCH-10), (D) et est retardée pendant la période de répétition du radar (Тп=1000мс), déclenche le ZBG avec le front d'attaque.

· Impulsion de verrouillage négative UPC-10 T = 12 µs verrouille la clé (CL) dans le nœud SI et empêche ainsi l'impulsion de synchronisation BG-1 d'entrer dans le circuit (KS) et (SZ).

· Impulsion différentielle négative la synchronisation déclenche le circuit de formation d'impulsions de déclenchement du télémètre (SΦZD) ; l'impulsion de déclenchement du télémètre synchronise le modulateur de temps (VM), et également via la ligne à retard (LZ) entre dans le circuit de formation d'impulsions de déclenchement de l'émetteur SΦZP. Dans le circuit (CM) du télémètre, le long du bord de l'impulsion de déclenchement du télémètre, des impulsions négatives permettant de limiter le temps de réception f = 1 kHz et T = 250 μs sont formées. Ils sont renvoyés au nœud MPS-2 sur le ZBG pour éliminer la possibilité que le ZBG soit déclenché par une impulsion cible ; de plus, le front descendant de l'impulsion de limite de temps de réception déclenche le circuit de génération d'impulsions stroboscopiques AGC (SFSI), et l'impulsion stroboscopique AGC déclenche le circuit de génération d'impulsions de manipulation (SΦM)). Ces impulsions sont envoyées à l'unité radiofréquence.

Des signaux d'erreur provenant de la sortie du nœud de synchronisation (SO) entrent dans les nœuds de suivi angulaire (US φ, US ξ) du système de commande d'antenne vers les amplificateurs de signaux d'erreur (USO et USO). À partir de la sortie des amplificateurs de signaux d'erreur, les signaux d'erreur sont fournis aux amplificateurs paraphases (PFA), à partir des sorties desquels des signaux d'erreur en phases opposées sont fournis aux entrées du détecteur de phase - (PD 1). Les détecteurs de phase sont également alimentés en tensions de référence depuis les sorties PD de 2 multivibrateurs de tension de référence (MVON), dont les entrées sont alimentées en tensions de référence depuis le nœud UV-2 (canal φ) ou le nœud KP-2 (canal ξ ) du synchroniseur. A partir des sorties des détecteurs de tension de signal de phase, les erreurs sont envoyées aux contacts du relais de préparation de capture (RPR). Le fonctionnement ultérieur du nœud dépend du mode de fonctionnement du système de contrôle d'antenne.

5. TÉLÉMÈTRE

Le télémètre RLGS 5G11 utilise un circuit de mesure de distance électrique avec deux intégrateurs. Ce schéma vous permet d'obtenir une vitesse d'acquisition et de suivi de cible plus élevée, ainsi que d'afficher la distance jusqu'à la cible et la vitesse d'approche sous forme de tension constante. Un système avec deux intégrateurs mémorise la dernière vitesse de fermeture en cas de disparition de la cible à court terme.

Le fonctionnement du télémètre peut être décrit comme suit. Dans le discriminateur temporel (TD), le retard de l'impulsion réfléchie par la cible est comparé au retard des impulsions de suivi (« Portes ») créé par un modulateur de temps électrique (TM), qui comprend un circuit à retard linéaire. Le circuit assure automatiquement l'égalité entre le retard de porte et le retard d'impulsion cible. Puisque le retard d'impulsion cible est proportionnel à la distance à la cible, et que le retard de grille est proportionnel à la tension à la sortie du deuxième intégrateur, dans le cas d'une relation linéaire entre le retard de grille et cette tension, cette dernière sera proportionnelle à la distance à la cible.

Le modulateur temporel (TM), en plus des impulsions « porte », génère une impulsion de limite de temps de réception et une impulsion de sélection de portée, et selon que le radar est en mode recherche ou acquisition de cible, sa durée change. En mode "recherche" T = 100 µs, et en mode "capture" T = 1,5 µs.

6. SYSTÈME DE CONTRÔLE D'ANTENNE

Conformément aux tâches effectuées par le système de contrôle, celui-ci peut être conditionnellement divisé en trois systèmes distincts, chacun effectuant une tâche fonctionnelle bien spécifique.

1. Système de contrôle de la tête d'antenne. Il comprend:

Nœud UGA

· circuit de stockage via le canal "ξ" dans le nœud ZP

· entraînement - moteur électrique type SD-10a, contrôlé par un amplificateur de machine électrique type UDM-3A.

2. Système de recherche et de gyrostabilisation. Il comprend:

Unité ASG

· étages de sortie des nœuds du système de contrôle

· circuit de stockage via le canal "φ" dans le nœud ZP

· entraînement sur embrayages électromagnétiques à piston avec un capteur de vitesse angulaire (ARVS) dans le circuit de retour et l'unité ZP.

3. Système de suivi de cible angulaire. Il comprend:

· nœuds : US φ, US ξ, A3

· circuit pour isoler le signal d'erreur dans le nœud CO du synchroniseur

· Entraînement sur accouplements électromagnétiques à poudre avec DUS en feedback et unité ZP.

Il convient d'envisager le fonctionnement du système de contrôle de manière séquentielle, dans l'ordre dans lequel la fusée effectue les évolutions suivantes :

1. "décoller"

2. « guidage » basé sur les commandes du sol

3. "recherche d'objectifs"

4. "pré-capture"

5. "reprise définitive"

6. "suivi automatique d'une cible capturée"

Grâce à un circuit cinématique spécial du bloc, la loi de mouvement nécessaire du miroir d'antenne est assurée, et donc le mouvement des caractéristiques directionnelles en azimut (axe φ) et en inclinaison (axe ξ) (puc.8.4).

La trajectoire du miroir d'antenne dépend du mode de fonctionnement du système. En mode "escorte" le miroir ne peut effectuer que des mouvements simples le long de l'axe φ - sous un angle de 30°, et le long de l'axe ξ - sous un angle de 20°. Lorsque vous travaillez dans "recherche", le miroir effectue une oscillation sinusoïdale autour de l'axe φn (à partir du variateur de l'axe φ) avec une fréquence de 0,5 Hz et une amplitude de ± 4°, et une oscillation sinusoïdale autour de l'axe ξ (à partir du profil de came) avec une fréquence f = 3 Hz et une amplitude de ± 4°.

Cela garantit la visualisation d'une zone de 16"x16". L'angle de déviation de la caractéristique directionnelle est 2 fois supérieur à l'angle de rotation du miroir de l'antenne.

De plus, la zone visualisée se déplace le long des axes (entraînements des axes correspondants) par des commandes depuis le sol.

7. MODE "DÉCOLLAGE"

Lorsqu'une fusée décolle, le miroir de l'antenne radar doit être en position zéro « gauche-haut », ce qui est assuré par le système ASG (selon l'axe φ et selon l'axe ξ).

8. MODE "GUIDAGE"

En mode guidage, la position du faisceau d'antenne (ξ =0 et φ =0) dans l'espace est réglée à l'aide de tensions de commande, qui sont retirées des potentiomètres et de l'unité de gyrostabilisation de la zone de recherche (GS) et sont respectivement insérées dans les canaux de l’unité ASG.

Une fois le missile lancé en vol horizontal, une commande unique de « guidage » est envoyée à la station radar via la station de commande embarquée (SPS). Selon cette commande, l'unité ASG maintient le faisceau de l'antenne en position horizontale, en le tournant en azimut dans la direction spécifiée par les commandes depuis le sol « faire pivoter la zone le long de « φ ».

Le système UGA dans ce mode maintient la tête d'antenne dans une position zéro par rapport à l'axe « ξ ».

9. MODE "RECHERCHE".

Lorsque le missile s'approche de la cible à une distance d'environ 20 à 40 km, une commande unique de « recherche » est envoyée à la station via le SPC. Cette commande est envoyée au nœud (UGA) et le nœud passe en mode système de suivi à grande vitesse. Dans ce mode, l'entrée de l'amplificateur courant alternatif(US) du nœud (UGA) reçoit la somme d'un signal fixe avec une fréquence de 400 Hz (36 V) et la tension de rétroaction à grande vitesse du générateur de courant TG-5A. Dans ce cas, l'arbre du moteur de l'actionneur SD-10A commence à tourner à des vitesses fixes et, grâce à un mécanisme à came, fait osciller le miroir de l'antenne par rapport à la tige (c'est-à-dire par rapport à l'axe « ξ ») avec une fréquence de 3 Hz et une amplitude de ± 4°. Dans le même temps, le moteur fait tourner un potentiomètre-capteur sinusoïdal (SPD), qui délivre une tension de « démarrage » avec une fréquence de 0,5 Hz au canal azimutal du système OSG. Cette tension est fournie à l'amplificateur sommateur (SA) du nœud (KS φ) puis au pilote d'antenne le long de l'axe. En conséquence, le miroir de l'antenne commence à osciller en azimut avec une fréquence de 0,5 Hz et une amplitude de ± 4°.

L'oscillation synchrone du miroir de l'antenne par les systèmes UGA et PGS, respectivement en élévation et en azimut, crée le mouvement de recherche du faisceau, illustré sur la Fig. 3.4.

En mode "recherche", les sorties des détecteurs de phase des nœuds (US - φ et US - ξ) sont déconnectées de l'entrée des amplificateurs sommateurs (SU) par les contacts du relais hors tension (RPZ).

En mode « recherche », la tension de traitement « φ n » et la tension gyroazimutale « φ g » sont fournies à l'entrée du nœud (ZP) via le canal « φ », et la tension de traitement « ξ p » est fournie via le canal « ξ ».

10. MODE "PRÉPARATION DE CAPTURE".

Pour réduire le temps d'examen, la recherche de cible dans la station radar est effectuée avec grande vitesse. A cet égard, la station utilise un système d'acquisition de cible en deux étapes, avec mémorisation de la position de la cible dès la première détection, suivie du retour de l'antenne à la position mémorisée et de l'acquisition finale secondaire de la cible, après quoi sa poursuite automatique suit. L'acquisition de cible préliminaire et finale est effectuée par le circuit de nœud A3.

Lorsqu'une cible apparaît dans la zone de recherche de la station, les impulsions vidéo de la « cible directe » provenant du circuit de protection contre les interférences asynchrones du nœud synchroniseur (SI) commencent à circuler à travers l'amplificateur de signal d'erreur (ESA) du nœud (AZ) pour les détecteurs (D-1 et D-2) du noeud (A3). Lorsque le missile atteint une portée où le rapport signal sur bruit est suffisant pour déclencher la cascade de relais de préparation de capture (KRPZ), cette dernière déclenche le relais de préparation de capture (RPZ) dans les nœuds (US φ et US ξ). Le pick-up automatique (A3) ne peut pas fonctionner dans ce cas, car elle est déverrouillée par la tension du circuit (APZ), qui est fournie seulement 0,3 seconde après l'activation (APZ) (0,3 seconde est le temps nécessaire pour ramener l'antenne au point où la cible a été initialement détectée).

Simultanément à l'activation du relais (RPZ) :

· les signaux d'entrée « ξ p » et « φ n » sont déconnectés du nœud mémoire (ZP)

· les tensions qui contrôlent la recherche sont supprimées des entrées des nœuds (PGS) et (UGA)

· le nœud de stockage (ZP) commence à émettre des signaux stockés vers les entrées des nœuds (SGS) et (UGA).

Pour compenser l'erreur des circuits de stockage et de gyrostabilisation, une tension d'oscillation (f = 1,5 Hz) est appliquée aux entrées des nœuds (PGS) et (UGA), simultanément aux tensions stockées du nœud (ZP), comme de sorte que, lorsque l'antenne revient au point mémorisé, le faisceau oscille avec une fréquence de 1,5 Hz et une amplitude de ± 3°.

Grâce au fonctionnement du relais (RPZ) dans les canaux des nœuds (US) et (US), les sorties des nœuds (US) sont connectées à l'entrée des lecteurs d'antenne via les canaux « φ » et "ξ" simultanément avec les signaux de l'OSG, à la suite de quoi les entraînements commencent également à être contrôlés signal d'erreur du système de suivi des virages. De ce fait, lorsque la cible rentre dans le diagramme de rayonnement de l'antenne, le système de poursuite attire l'antenne dans la zone de signal égal, facilitant ainsi le retour au point mémorisé, augmentant ainsi la fiabilité de la capture.

11. MODE « CAPTURER »

Au bout de 0,4 seconde après le déclenchement du relais de préparation des pinces, le verrouillage est déverrouillé. De ce fait, lorsque la cible rentre dans le diagramme de rayonnement de l'antenne, la cascade de relais de verrouillage se déclenche, ce qui provoque :

· activation du relais de capture (RC) dans les nœuds (US « φ » et US « ξ »), coupant les signaux provenant du nœud (SGS). Le système de contrôle de l'antenne passe en mode de suivi automatique de la cible

· activation du relais (RZ) dans l'unité UGA. Dans ce dernier, le signal provenant du nœud (ZP) est désactivé et le potentiel de terre est connecté. Sous l'influence du signal apparu, le système UGA ramène le miroir de l'antenne à la position zéro le long de l'axe « ξ p ». Le signal d'erreur résultant dans ce cas, en raison du retrait de la zone de signal égal de l'antenne de la cible, est traité par le système AMS, à l'aide des lecteurs principaux « φ » et « ξ ». Pour éviter un échec de suivi, l'antenne revient à zéro le long de l'axe « ξ p » à une vitesse réduite. Lorsque le miroir de l'antenne atteint la position zéro le long de l'axe « ξ p ». Le système de verrouillage des rétroviseurs est activé.

12. MODE "SUIVI AUTOMATIQUE DE CIBLE"

À partir de la sortie du nœud CO des circuits amplificateurs vidéo (VUZ et VU4), un signal d'erreur divisé le long des axes « φ » et « ξ » avec une fréquence de 62,5 Hz est fourni via les US « φ » et « ξ ». nœuds aux détecteurs de phase. Les détecteurs de phase sont également alimentés par la tension de référence "φ" et "ξ" provenant du circuit de déclenchement de tension de référence (TON "φ") du nœud KP-2 et du circuit de génération d'impulsions de commutation (SΦICM "P") du Nœud UV-2. Depuis les détecteurs de phase, les signaux d'erreur sont envoyés aux amplificateurs (CS "φ" et CS "ξ") puis aux pilotes d'antenne. Sous l'influence du signal reçu, le lecteur fait tourner le miroir d'antenne dans le sens de diminuer le signal d'erreur, suivant ainsi la cible.

L'image se trouve à la fin de tout le texte. Le diagramme est divisé en trois parties. Les transitions des bornes d'une partie à l'autre sont indiquées par des chiffres.

INSTITUT DE L'AVIATION DE MOSCOU

(UNIVERSITÉ TECHNIQUE D'ÉTAT)

Missile air-sol guidé

Compilé par:

Buzinov D.

Vankov K.

Koujelev I.

Levin K.

Sichkar M.

Sokolov Ya.

Moscou. 2009

Introduction.

La fusée est fabriquée selon une conception aérodynamique normale avec des ailes et une queue en forme de X. Le corps de la fusée est soudé et constitué d'alliages d'aluminium sans connecteurs technologiques.

La centrale électrique se compose d'un turboréacteur de maintien et d'un accélérateur de démarrage à combustible solide (non disponible sur les missiles embarqués). La prise d'air du moteur principal est située dans la partie inférieure de la carrosserie.

Le système de contrôle est un système combiné comprenant un système inertiel et une tête directrice radar active ARGS-35 pour la section finale, capable de fonctionner dans des conditions de contre-mesures radio. Pour garantir une détection et une acquisition rapides d'une cible, l'antenne chercheuse a un grand angle de rotation (45° dans les deux sens). L'autodirecteur est recouvert d'un carénage radio-transparent en fibre de verre.

Incendiaire à fragmentation hautement explosif pénétrant unité de combat Le missile vous permet de toucher de manière fiable des navires de surface d'un déplacement allant jusqu'à 5 000 tonnes.

L'efficacité au combat du missile est renforcée par le vol à des altitudes extrêmement basses (5 à 10 m selon la hauteur des vagues), ce qui complique considérablement son interception par les systèmes antimissiles des navires, et par le fait que le missile est lancé sans que le porteur n'entre dans les airs. zone de défense des navires attaqués.

Caractéristiques.

Modifications de la fusée :

Riz. 1. Fusée 3M24 "Uran".

3M24 "Uran" - un missile embarqué et terrestre, utilisé à partir de bateaux lance-missiles dotés du complexe Uran-E et des systèmes de missiles côtiers "Bal-E"

Riz. 2. Fusée ITs-35.

ITs-35 - cible (simulateur de cible). Il se distingue par l'absence d'ogives nucléaires et de chercheurs.

Riz. 3. Fusée Kh-35V.

X-35B - hélicoptère. Dispose d'un accélérateur de démarrage raccourci. Utilisé sur les hélicoptères Ka-27, Ka-28, Ka-32A7.

Riz. 4. Fusée Kh-35U.

Kh-35U - missile d'aviation (avion). Il se distingue par l'absence d'accélérateur de démarrage ; il est utilisé à partir des lanceurs à éjection AKU-58, AKU-58M ou APU-78 sur les MiG-29K et Su-27K.

Riz. 5. Fusée Kh-35E.

Kh-35E - exportation.

Planeur de fusée.

2.1. Informations générales.

La cellule de la fusée a les éléments principaux suivants éléments structurels: corps, ailes, gouvernails et stabilisateurs. (Fig.6).

Le corps sert à abriter la centrale électrique, les équipements et les systèmes qui assurent le vol autonome du missile, le ciblage et l'atteinte de la cible. Il présente une structure monocoque constituée d'une peau porteuse et de cadres, et est constitué de compartiments séparés assemblés principalement à l'aide de raccords à brides. Lors du raccordement du carénage radio transparent au corps du compartiment 1 et du moteur de démarrage (compartiment 6) avec les compartiments adjacents 5 et 7, des connexions par coin sont utilisées.

Fig.6. Forme générale.

L'aile est la principale surface aérodynamique de la fusée, créant la portance. L'aile est composée d'une partie fixe et de modules pliables. La console rabattable est réalisée selon une conception à longeron unique avec peau et nervures.

Les gouvernails et les stabilisateurs assurent la contrôlabilité et la stabilité dans le mouvement longitudinal et latéral de la fusée ; comme les ailes, elles sont dotées de consoles rabattables.

2.2. Conception de logements

Le corps du compartiment 1 (Fig. 7) est une structure de châssis composée de châssis de puissance 1,3 et de boîtier 2, reliés par soudage.

Figure 7. Compartiment 1.

1. Cadre avant ; 2. Gainage ; 3. Cadre arrière

Le corps du compartiment 2 (Fig. 8) est une structure en ossature ; composé des cadres 1,3,5,7 et de la peau 4. Pour installer l'ogive, une trappe est prévue, renforcée par des supports 6 et des cadres 3.5. La trappe avec bordure 2 est destinée à la fixation du bloc de connexion déchirable embarqué. Il y a des supports à l'intérieur du compartiment pour placer l'équipement et acheminer les harnais.

Figure 8. Compartiment 2

1. Cadre avant ; 2. Bordure ; 3. Cadre ; 4. Gainage ;

5. Cadre ; 6. Support ; 7. Cadre arrière

Le corps du compartiment 3 (Fig. 9) est une structure à ossature soudée constituée de cadres 1,3,8,9,13,15,18 et de peaux 4,11,16. Les composants du corps du compartiment sont le cadre matériel 28, le réservoir de carburant 12 et le dispositif d'admission d'air (AUD) 27. Des jougs 2.14 sont installés sur les cadres 1.3 et 13.15. Sur le châssis 9 se trouve une unité de montage (douille) 10.

Les surfaces d'atterrissage et les emplacements de fixation des ailes sont prévus sur le châssis 8. Il y a des équerres 25 et 26 pour accueillir le matériel. L'accès aux équipements électriques et au système pneumatique se fait par des trappes fermées par des couvercles 5,6,7,17. Pour fixer le carénage à la carrosserie, sont soudés les profilés 23. Un bloc pneumatique est installé sur les supports 21 et 22. Le support 20 et le couvercle 24 sont conçus pour accueillir les unités du système de carburant. L'anneau 19 est nécessaire pour assurer une connexion étanche du canal VZU avec le moteur principal.

Figure 9. Compartiment 3.

1. Cadre ; 2. Joug ; 3. Cadre ; 4. Gainage ; 5. Couverture ;

6. Couverture ; 7. Couverture ; 8. Cadre ; 9. Cadre ; 10. Douille ;

11. Gainage ; 12. Réservoir de carburant ; 13. Cadre ; 14. Joug ;

15. Cadre ; 16. Revêtement; 17. Couverture ; 18. Cadre ; 19. Bague ; 20. Support ; 21. Support ;; 22. Support ; 23. Profil ;

24. Couverture ; 25. Support ; 26. Support ; 27. VZU;

28. Partie matérielle du compartiment

Le corps du compartiment 4 (Fig. 10) est une structure à ossature soudée constituée de cadres 1,5,9 et de peaux 2,6. Pour installer le moteur dans les cadres 1 et 5, il y a des surfaces de montage et des trous.

Figure 10. Compartiment 4.

1. Cadre ; 2. Gainage ; 3. Bordure ; 4. Couverture ;

5. Cadre ; 6. Gainage ; 7. Bordure ; 8. Couverture ;

9. Cadre ; 10. Support ; 11. Support.

Pour la fixation des gouvernails, des plates-formes d'atterrissage et des trous sont pratiqués dans le cadre 5. Les supports 10,11 sont conçus pour accueillir des équipements. L'accès aux équipements installés à l'intérieur du compartiment est assuré par des trappes à rebords 3.7, fermées par des couvercles 4.8.

Le corps du compartiment 5 (Fig. 11) est une structure à ossature soudée constituée de cadres porteurs 1,3 et de caisson 2.

Pour connecter le connecteur du faisceau de démarrage du moteur, une trappe est prévue, renforcée par une bordure 4, qui est fermée par un couvercle 5. Pour installer 4 ponts pneumatiques, des trous sont pratiqués dans le boîtier.

Riz. 11. Compartiment 5.

1. Cadre. 2. Gainage. 3. Cadre. 4. Bordure. 5. Couvrir.

Le démarreur est situé dans le boîtier du compartiment 6 (Fig. 12). Le carter du compartiment est également le carter du moteur. Le corps est une structure soudée constituée d'une coque cylindrique 4, de cadres avant 3 et arrière 5, de fond 2 et de col 1.

Figure 12. Compartiment 6.

1. Cou ; 2. Bas ; 3. Clip avant ; 4. Coquille ;

5. Clip arrière

Le compartiment 7 (Fig. 13) est un anneau de puissance sur lequel se trouvent des sièges pour les stabilisateurs et un joug. Le compartiment est fermé à l'arrière par un couvercle. Au fond du compartiment se trouve un trou utilisé comme unité de chargement.

Riz. 13. Compartiment 7.

Note. Les compartiments 5, 6 et 7 ne sont disponibles que sur les missiles utilisés dans les systèmes de défense antimissile.

2.3. Aile.

L'aile (Fig. 14) est constituée d'une partie fixe et d'une partie tournante 3, reliées par un axe 2. La partie fixe comprend une caisse 5, un carénage avant 1 et 6, fixés à la caisse par des vis 4. La carrosserie abrite un mécanisme pneumatique pour plier l'aile. La partie rotative contient un mécanisme de verrouillage de l'aile en position dépliée.

Le repliage de l'aile s'effectue de la manière suivante : sous l'action de la pression de l'air amené par le passage 12, le piston 7 à oeil 8, à l'aide de la biellette 10, entraîne la partie tournante. Le lien est relié à l'oeil et à la partie tournante de l'aile par les broches 9 et 11.

Les ailes sont verrouillées en position dépliée à l'aide de goupilles 14, enfouies dans les trous coniques des douilles 13 sous l'action de ressorts 17. L'influence des ressorts est transmise par l'intermédiaire de goupilles 15, avec lesquelles les goupilles sont fixées dans les manchons 16 de tomber.

L'aile est déployée en soulevant les axes des trous des douilles en enroulant des cordes 18 sur le rouleau 19 dont les extrémités sont fixées dans les axes. Le rouleau tourne dans le sens inverse des aiguilles d'une montre.

L'aile est installée sur la fusée le long des surfaces D et E et du trou B. Quatre trous D pour vis sont utilisés pour fixer l'aile à la fusée.

Figure 14. Aile

1. Carénage avant ; 2. Essieu ; 3. Partie tournante ; 4. Vis ; 5. Corps ; 6. Carénage arrière ; 7. Pistons ; 8. Oeillet ;

9. Épingle ; 10. Lien ; 11. Épingle ; 12. Passeur ; 13. Douille ;

14. Épingle ; 15. Épingle ; 16. Manche ; 17. Printemps ;18. Corde;

2.4. Volant.

Le volant (Fig. 15) est un mécanisme constitué d'une lame 4, reliée de manière mobile à une queue 5, qui est installée dans le boîtier 1 sur des roulements 8. Le renfort est transféré au volant via un levier 6 avec un roulement articulé 7. La lame est une structure rivetée constituée d'éléments de boîtier et de raidissement. Le bord de fuite de la lame est soudé. La lame est rivetée au support 11, qui est relié mobile par un axe 10 à la queue.

Le volant est déplié comme suit. Sous l'influence de la pression d'air fournie au boîtier par le raccord 2, le piston 13 à travers la boucle d'oreille 9 entraîne la lame, qui tourne autour de l'axe 10 de 135 degrés et est fixée en position dépliée par le dispositif de retenue 12, qui s'insère dans la douille conique du tige et est maintenu dans cette position par un ressort.

Figure 15. Volant.

1. Corps ; 2. Montage ;3. Bouchon; 4. Lame ; 5. Tige ; 6. Levier ; 7. Roulement ; 8. Roulement ; 9. Boucle d'oreille ; 10. Essieu ; 11. Support ; 12. Verrouiller ; 13. Pistons

Le volant se replie de la manière suivante : par le trou B, le loquet est retiré du trou conique à l'aide d'une clé spéciale et le volant est replié. En position repliée, le volant est maintenu à l'aide d'une butée à ressort 3.

Pour installer le gouvernail sur la fusée, le corps comporte quatre trous B pour les boulons, un trou D et une rainure D pour les goupilles, ainsi que des sièges avec des trous filetés E pour la fixation des carénages.

2.5. Stabilisateur.

Le stabilisateur (Fig. 16) se compose de la plate-forme 1, de la base 11 et de la console 6. La base comporte un trou pour l'axe autour duquel le stabilisateur tourne. La console est une structure rivetée, constituée d'une peau 10, d'un longeron 8 et d'une extrémité 9. La console est reliée au socle par l'intermédiaire d'un axe 5.

Figure 16. Stabilisateur.

1. Plateforme ; 2. Essieu ; 3. Boucle d'oreille ; 4. Printemps ; 5. Épingler ; 6. Console ;

7. Boucle ; 8. Longeron ; 9. Fin ; 10. Gainage ; 11. Fond

Les stabilisateurs sont articulés sur la fusée et peuvent être dans deux positions : pliés et dépliés.

En position repliée, les stabilisateurs sont situés le long du corps de la fusée et sont maintenus par les charnières par 7 tiges de butée pneumatique installées sur le compartiment 5. Pour amener les stabilisateurs de la position repliée à la position ouverte, on utilise le ressort 4, qui est relié à une extrémité à la boucle d'oreille 3, montée articulée sur la plateforme, et à l'autre à une tige 5.

Lorsque de l'air comprimé est fourni par le système pneumatique, les butées pneumatiques libèrent chaque stabilisateur et, sous l'action d'un ressort étendu, il est installé en position ouverte.

Power Point

3.1. Composé.

La fusée utilise deux moteurs comme centrale électrique : un moteur de démarrage à combustible solide (SD) et un moteur à dérivation de turboréacteur (MD).

SD - compartiment 6 de la fusée, assure le lancement et l'accélération de la fusée jusqu'à la vitesse de vol de croisière. A la fin des travaux, le SD ainsi que les compartiments 5 et 7 sont tirés.

Le MD est situé dans le compartiment 4 et sert à assurer le vol autonome de la fusée et à alimenter ses systèmes en énergie et en air comprimé. La centrale électrique comprend également un dispositif d'admission d'air et un système de carburant.

Le VSU est de type tunnel, semi-encastré à parois plates, situé dans le compartiment 3. Le VSU est conçu pour organiser le flux d'air entrant dans le MD.

3.2. Demarreur.

Le moteur de lancement est conçu pour lancer et accélérer une fusée au niveau initial de la trajectoire de vol et est un moteur-fusée monomode à combustible solide.

Données techniques

Longueur, mm___________________________________________________________550

Diamètre, mm________________________________________________420

Poids, kg__________________________________________________________________________103

Masse de carburant, kg_________________________________________________________69±2

Pression maximale admissible dans la chambre de combustion, MPa________11,5

Vitesse de sortie du gaz à la sortie de la buse, m/s______________________2400

Température des gaz à la sortie de la buse, K__________________________________________2180

Le SD se compose d'un corps avec une charge de propulseur de fusée à solide (SRP) 15, d'un couvercle 4, d'un bloc de tuyères, d'un allumeur 1 et d'un pétard 3.

L'amarrage de la LED avec les compartiments adjacents s'effectue à l'aide de cales, pour lesquelles les supports présentent des surfaces avec des rainures annulaires. Pour une installation correcte de la LED, des rainures longitudinales sont prévues sur les supports. Sur surface intérieure La cage arrière présente une rainure annulaire pour les clavettes 21 de fixation du bloc buse. Les chevilles sont insérées à travers les fenêtres, qui sont ensuite recouvertes de craquelins 29 et de doublures 30, fixées avec des vis 31.

Un écrou 9 est vissé sur le col 8 ; sa bonne installation est assurée par la goupille 7 enfoncée dans le col.

Un revêtement de protection thermique 11 et 17 est appliqué sur le côté intérieur de la surface du boîtier, auquel sont fixés des revers 13 et 18, qui réduisent la tension dans la charge TRT lorsque sa température change.

Figure 17. Demarreur.

1. Allumeur ; 2. Branchez; 3. Cracmol ; 4. Couverture ;

5. Insert de protection thermique ; 6. Joint torique ; 7. Épingle ;

8. Cou ; 9. Noix ; 10. Bas ; 11. Revêtement de protection thermique ;

12. Filmer ; 13. Manchette avant ; 14. Clip avant ; 15. Frais TRT ; 16. Coquille ; 17. Revêtement de protection thermique ; 18. Manchette arrière ; 19. Clip arrière ; 20. Joint torique ; 21. Clé ; 22. Couverture ; 23. Disque de protection thermique ; 24. Attache ; 25. Joint torique ; 26. Cloche ; 27. Doublure ; 28. Membranes ;

29. Biscotte ; 30. Superposition ; 31. Vis.

La charge TRT est un monobloc solidement fixé aux manchettes, réalisé en versant de la masse de carburant dans le boîtier. La charge possède un canal interne de trois diamètres différents, qui assure, lorsque le carburant brûle à travers le canal et l'extrémité ouverte arrière, une surface de combustion à peu près constante et, par conséquent, une poussée presque constante. Un film 12 les séparant est posé entre le revers avant et le revêtement de protection thermique.

Le couvercle 4 comporte : un filetage pour la fixation de l'allumeur, un trou fileté pour le pétard, un trou fileté pour l'installation d'un capteur de pression dans la chambre de combustion lors du test, une rainure annulaire pour la bague d'étanchéité 6, une rainure longitudinale pour la goupille 7. Pendant le fonctionnement , le trou pour le capteur de pression est fermé par le bouchon 2. Un insert de protection thermique 5 est fixé sur la surface intérieure du couvercle. Le bloc de buses est constitué d'un couvercle 22, d'une cage 24, d'une cloche 26, d'un revêtement 27 et d'un membrane 28.

Sur la surface cylindrique extérieure du couvercle se trouvent des rainures annulaires pour la bague d'étanchéité 20 et les clés 21, sur la surface cylindrique intérieure se trouve un filetage pour la connexion avec le support 24. Un disque de protection thermique 23 est fixé à l'avant du Le support 24 comporte un filetage et une rainure annulaire pour la bague d'étanchéité 25.

La LED commence à fonctionner lorsqu'une tension continue de 27 V est fournie au pétard. Le pétard se déclenche et allume l'allumeur. La flamme de l'allumeur enflamme la charge TRT. Lorsque la charge brûle, des gaz se forment qui traversent le diaphragme et, sortant de la buse à grande vitesse, créent une force réactive. Sous l'influence de la poussée SD, la fusée accélère jusqu'à la vitesse à laquelle le MD commence à fonctionner.

3.3. Moteur principal

Un moteur de contournement de turboréacteur est un moteur jetable de courte durée conçu pour créer une poussée de jet pendant le vol autonome d'une fusée et pour fournir à ses systèmes de la puissance et de l'air comprimé.

Données techniques.

Temps de démarrage, s, pas plus de :

À une hauteur de 50 m________________________________________________6

3500m_______________________________________________8

Le turboréacteur à double circuit MD comprend un compresseur, une chambre de combustion, une turbine, une tuyère, un système de conte de fées et de ventilation, un système de démarrage, une alimentation et une régulation en carburant et un équipement électrique.

Le premier circuit (haute pression) est formé par la partie flux du compresseur, le tube de flamme de la chambre de combustion et la partie flux de la turbine jusqu'à la coupure du corps de tuyère.

Deuxième circuit ( basse pression) se limite à dehors le corps central et la paroi extérieure du MD, et à l'intérieur - le séparateur de flux, le corps de la chambre de combustion et le corps de la buse.

Le mélange des flux d'air des premier et deuxième circuits s'effectue en arrière de la découpe du corps de buse.

Figure 18. Moteur principal.

1. Réservoir d’huile ; 2. Boîtier du ventilateur ; 3. Ventilateur ;

4. Appareil de redressage de 2ème étage ; 5. Turbogénérateur ;

6. 2e circuit ; 7. Compresseur ; 8. 1er circuit ; 9. Bougie pyro; 10. Chambre de combustion ; 11. Turbines ; 12. Buse ; 13. Générateur de gaz.

Le MD est fixé à la fusée à l'aide d'un support de suspension à travers des trous filetés dans les jambes de suspension avant et arrière. Le support de suspension est un élément de puissance sur lequel sont placés les unités et les capteurs du MD et les communications qui les relient. Dans la partie avant du support se trouvent des trous pour le fixer au MD et des pattes pour fixer le MD à la fusée.

Sur la paroi extérieure du MD se trouvent deux trappes pour l'installation des bougies d'allumage et une bride de purge d'air pour les actionneurs de direction. Sur le boîtier se trouve un purgeur d'air pour mettre le réservoir de carburant sous pression.

3.3.1. Compresseur.

Le MD est équipé d'un compresseur axial à huit étages à arbre unique 7, composé d'un ventilateur à deux étages, d'un boîtier central avec un dispositif pour diviser le flux d'air entre le premier et le deuxième circuits et d'un compresseur haute vitesse à six étages. compresseur à pression.

Dans le ventilateur 3, une compression préalable de l'air entrant dans le MD est effectuée, et dans le compresseur haute pression, seul le débit d'air du circuit primaire est comprimé à la valeur calculée.

Le rotor du ventilateur est de conception tambour-disque. Les disques des premier et deuxième étages sont reliés par une entretoise et des broches radiales. Le rotor du ventilateur et le carénage sont fixés à l'arbre avec un boulon et des écrous. Le couple de l'arbre au rotor du ventilateur est transmis à l'aide d'une connexion cannelée. Les lames de travail des premier et deuxième étages sont installées dans des rainures en queue d'aronde. Les pales sont sécurisées contre les mouvements axiaux par un carénage, une entretoise et une bague de verrouillage. L'arbre du ventilateur comporte un engrenage qui entraîne la boîte de vitesses de l'unité de pompage. La cavité d'huile du compresseur est évacuée par les cavités des arbres de transmission MD.

Le boîtier du ventilateur 2 est soudé avec les pales en porte-à-faux de l'appareil de redressage du premier étage qui y sont soudées. L'appareil de redressage du deuxième étage est constitué d'une unité séparée et se compose de deux anneaux dans les rainures desquels les lames sont soudées.

Dans la partie supérieure avant du boîtier se trouve le réservoir d'huile 1. Le boîtier du ventilateur ainsi que le réservoir d'huile sont fixés à la bride du boîtier central à l'aide de goujons.

Le corps central est le principal élément de puissance du MD. Dans le cas du milieu, le flux d'air sortant du ventilateur est divisé en contours.

Attaché au corps central :

Support de suspension MD à la fusée

Bloc pompe

Couvercle de support central (roulement à billes)

Stator de turbogénérateur

Boîtier de chambre de combustion.

Un échangeur de chaleur fioul, un filtre à huile, une vanne de vidange et un capteur P-102 pour mesurer la température de l'air derrière le ventilateur sont installés sur la paroi extérieure du boîtier central. Les parois du boîtier sont reliées par quatre racks d'alimentation, à l'intérieur desquels se trouvent des canaux pour placer les communications de carburant, d'huile et électriques.

Le boîtier central abrite un boîtier de compresseur haute pression avec des redresseurs de 3 à 7 étages. Le boîtier du compresseur haute pression comporte des trous pour une dérivation d'air non régulée du premier au deuxième circuit, ce qui augmente les réserves de stabilité dynamique des gaz à basse et moyenne vitesse de rotation du rotor MD.

Le rotor du compresseur haute pression est de type tambour-disque, double poreux. Le rotor du compresseur haute pression est doté de connexions cannelées avec l'arbre du ventilateur et l'arbre de la turbine. Les pales de travail sont installées dans les rainures annulaires en forme de T des disques du rotor.

3.3.2. La chambre de combustion.

Dans la chambre de combustion, l'énergie chimique du carburant est convertie en énergie thermique et la température du flux gazeux augmente. Le MD est équipé d'une chambre de combustion annulaire 10, qui se compose des principaux composants suivants :

Tube à flamme

Collecteur de carburant principal

Collecteur de carburant supplémentaire

Deux bougies à feu avec allumeurs électriques

Bougies pyro.

Le boîtier de la chambre de combustion est de conception brasée-soudée. Deux rangées d'aubes redresseuses du huitième étage du compresseur sont soudées dans sa partie avant. De plus, les interrupteurs du système d'huile sont soudés au boîtier. Sur la paroi extérieure du boîtier se trouvent quatorze brides pour fixer les injecteurs du collecteur principal, des brides pour deux bougies d'allumage, un raccord pour mesurer la pression de l'air derrière le compresseur et une bride pour fixer l'adaptateur à la bougie d'allumage.

Le tube à flamme est une structure soudée circulaire. Quatorze tourbillons en forme d'escargot en fonte sont soudés sur la paroi avant. Le collecteur de carburant principal est composé de deux moitiés. Chacun a huit buses.

Pour améliorer la qualité du mélange et augmenter la fiabilité du démarrage du MD, notamment à des températures ambiantes négatives, un collecteur de carburant supplémentaire avec quatorze buses centrifuges est installé dans le tube à flamme.

3.3.3. Turbine

La turbine est conçue pour convertir l'énergie thermique du flux gazeux du circuit primaire en énergie mécanique de rotation et d'entraînement du compresseur et des unités installées sur le MD.

La turbine axiale bi-étage 11 est constituée de :

Appareil à buse de premier étage

Appareil à buses de deuxième étage

Le rotor de turbine se compose de deux roues (premier et deuxième étages), d'une entretoise inter-disques de liaison, d'une roue de turbine de démarrage et d'un arbre de turbine.

Les roues des étages et la turbine de démarrage sont coulées avec les jantes des aubes de travail. L'appareil à buse du premier étage comporte 38 pales creuses et est fixé au corps de la chambre de combustion. L'appareil à buses du deuxième étage comporte 36 pales. La roue du premier étage est refroidie par l'air extrait du carter de la chambre de combustion. La cavité interne du rotor de la turbine et son deuxième étage sont refroidis par de l'air prélevé au cinquième étage du compresseur.

Le rotor de la turbine est supporté par un roulement à rouleaux sans bague interne. La bague extérieure comporte des trous pour réduire la pression d'huile sous les rouleaux.

3.3.4. Buse.

Le mélange se produit dans la buse à jet 12 flux d'air premier et deuxième circuits. Sur la bague intérieure du corps de buse se trouvent 24 pales pour faire tourner le flux de gaz sortant de la turbine de démarrage lors du démarrage, et quatre bossages avec des broches pour la fixation du générateur de gaz 13. La buse effilée est formée par le profil du paroi externe du MD et la surface du corps du générateur de gaz.

3.3.5. Système de démarrage.

Le système de démarrage, d'alimentation en carburant et de contrôle fait tourner le rotor, fournit du carburant dosé au démarrage, un « contre-démarrage » et en mode « maximum » pendant le démarrage, l'oxygène est fourni à la chambre de combustion à partir d'un accumulateur d'oxygène via bougies.

Le système se compose des principaux composants suivants :

Générateur de gaz à combustible solide

Bougies pyro avec allumeurs électriques

Batterie à oxygène

Système de carburant basse pression

Système de carburant haute pression

Régulateur moteur intégré (IEC)

La batterie à oxygène est une bouteille de 115 cc. La masse d'oxygène remplie est de 9,3 à 10,1 g.

Un générateur de gaz à combustible solide (SFG) jetable est conçu pour faire tourner le rotor MD lors de son démarrage. Le moteur à turbine à gaz se compose d'un générateur de gaz non chargé et d'éléments d'équipement : une charge de combustible solide 7, un allumeur 9 et un allumeur électrique (EI)

Un générateur de gaz non chargé est constitué d'un corps cylindrique 10 qui se transforme en tronc de cône, d'un couvercle 4 et d'attaches.

Le boîtier est pourvu d'un trou fileté pour installer un raccord permettant de mesurer la pression dans la chambre de combustion du moteur à turbine à gaz pendant les essais. Pendant le fonctionnement, le trou est fermé par un bouchon 11 et un joint 12. À l'extérieur du corps se trouve une rainure annulaire pour la bague d'étanchéité 5.

Le couvercle comporte huit tuyères supersoniques 1, qui sont situées tangentiellement à l'axe longitudinal du moteur à turbine à gaz. Les buses sont fermées par des bouchons collés, assurant l'étanchéité du générateur à turbine à gaz et la pression initiale dans la chambre de combustion du générateur à turbine à gaz nécessaire à l'allumage de la charge de combustible solide. Le couvercle est relié au corps à l'aide d'un écrou 6. La cavité interne du corps est la chambre de combustion de la charge de combustible solide et l'allumeur qui y est placé.

Figure 19. Générateur de gaz à combustible solide.

1. Buse ; 2. Joint ; 3. Allumeur électrique ; 4. Couverture ;

5. Joint torique ; 6. Noix ; 7. Frais CT ; 8. Noix ;

9. Allumeur ; 10. Corps ; 11. Branchez; 12. Joint.

L'allumeur est installé dans un écrou 8 vissé au fond du boîtier. La charge de combustible solide est placée dans la chambre de combustion entre le joint et la butée, ce qui la protège des dommages mécaniques lors du déclenchement.

Le générateur à turbine à gaz se déclenche lorsqu'une impulsion électrique est appliquée aux contacts de l'allumeur électrique. Le courant électrique chauffe les filaments des ponts d'allumage électrique et enflamme les compositions d'allumage. La force de la flamme perce le boîtier de l'allumeur et enflamme la poudre noire qui y est placée. La flamme de l'allumeur enflamme la charge de combustible solide. Les produits de combustion de la charge et de l'allumeur détruisent les bouchons des buses et s'écoulent hors de la chambre de combustion par les trous des buses. Les produits de combustion, tombant sur les pales du rotor MD, le font tourner.

3.3.6. Équipement électrique.

L'équipement électrique est conçu pour contrôler le lancement du MD et alimenter les fusées en courant continu pendant son vol autonome.

L'équipement électrique comprend un turbogénérateur, des capteurs et des unités d'automatisation, des unités de démarrage, un collecteur de thermocouple et des communications électriques. Les capteurs et unités comprennent automatiquement des capteurs de température de l'air derrière le ventilateur, un capteur de pression d'air derrière le compresseur et un capteur de position d'aiguille de dosage installé dans le distributeur de carburant, un solénoïde de la vanne de commande du distributeur et un solénoïde de vanne d'arrêt.

Les unités de lancement comprennent des dispositifs qui préparent le lancement et le lancement du MD, ainsi que le « contre-lancement » du MD lorsqu'il cale ou monte en flèche.

Tête chercheuse radar active ARGS

4.1. But

La tête directrice active radar (ARGS) est conçue pour guider avec précision le missile Kh-35 vers une cible de surface dans la dernière partie de la trajectoire.

Pour assurer la solution de ce problème, l'ARGS est activé sur commande du système de contrôle inertiel (ICS) lorsque le missile atteint la section finale de la trajectoire, détecte les cibles entrantes, sélectionne une cible à toucher, détermine la position de cette cible. en azimut et en élévation, vitesses angulaires de la ligne de visée (LOS) ) cibles en azimut et en élévation, distance jusqu'à la cible et vitesse d'approche de la cible et affiche ces valeurs dans l'IMS. Sur la base des signaux provenant de l'ARGS, l'ISU guide le missile vers la cible à la fin de la trajectoire.

La cible peut être une cible réflectrice (CR) ou une cible source d'interférence active (CIAP).

L'ARGS peut être utilisé à la fois pour les lancements de missiles simples et en salve. Le nombre maximum de missiles dans une salve est de 100.

ARGS assure un fonctionnement à des températures ambiantes de moins 50˚С à 50˚С, en présence de précipitations et avec des vagues allant jusqu'à 5-6 points et à tout moment de la journée.

L'ARGS fournit des données à l'ISU pour guider le missile vers la cible lorsque la portée de la cible diminue à 150 m ;

L'ARGS assure le guidage du missile vers la cible lorsqu'il est exposé à des interférences actives et passives créées par les navires cibles, les forces de couverture navale et aérienne.

4.2. Composé.

ARGS est situé dans le compartiment 1 de la fusée.

Selon les caractéristiques fonctionnelles, l'ARGS peut être divisé en :

Dispositif émetteur-récepteur (RTD) ;

Complexe informatique (VC);

Unité d'alimentation secondaire (SPS).

Le PPU comprend :

Antenne;

Amplificateur de puissance (PA);

Amplificateur de fréquence intermédiaire (IFA);

Conditionneur de signal (FS);

Modules d'oscillateur de référence et de référence ;

Déphaseurs (FV1 et FV2);

Modules micro-ondes.

Le VK comprend :

Appareil informatique numérique (DCU);

Synchroniseur ;

Unité de traitement de l'information (UIP) ;

Unité de contrôle;

Convertisseur de code SKT.

4.3. Principe de fonctionnement.

En fonction du mode de fonctionnement désigné, le PPU génère et émet quatre types d'impulsions radio micro-ondes dans l'espace :

a) impulsions avec modulation de fréquence linéaire (chirp) et fréquence moyenne f0 ;

b) des impulsions avec des oscillations micro-ondes de fréquence et de phase (cohérentes) très stables ;

c) des impulsions constituées d'une partie de sondage cohérente et d'une partie de distraction, dans lesquelles la fréquence d'oscillation du rayonnement micro-ondes change selon une loi aléatoire ou linéaire d'une impulsion à l'autre ;

d) des impulsions constituées d'une partie de sondage, dans laquelle la fréquence des oscillations micro-ondes change selon une loi aléatoire ou linéaire d'une impulsion à l'autre, et d'une partie de distraction cohérente.

La phase des oscillations cohérentes du rayonnement micro-ondes lorsque la commande correspondante est activée peut changer en fonction de loi aléatoire d’impulsion en impulsion.

Le PPU génère des impulsions de sondage et effectue la conversion et l'amplification préliminaire des impulsions réfléchies. ARGS peut générer des impulsions de sondage à une fréquence technologique (fréquence en temps de paix - fmv) ou à des fréquences de combat (flit).

Pour exclure la possibilité de générer des impulsions aux fréquences de combat lors des travaux d'essai, d'expérimentation et d'entraînement, l'ARGS est équipé d'un interrupteur à bascule « MODE B ».

Lorsque l'interrupteur à bascule « MODE B » est réglé sur ON, les impulsions de sondage sont générées uniquement à la fréquence flit, et lorsque l'interrupteur à bascule est réglé sur OFF, uniquement à la fréquence fmv.

En plus de sonder les impulsions, le PPU génère un signal pilote spécial, qui est utilisé pour ajuster le signal de réception du PPU et organiser le contrôle intégré.

Le VK convertit sous forme numérique et traite les informations radar (RL) selon des algorithmes correspondant aux modes et tâches de l'ARGS. Les principales fonctions de traitement de l'information sont réparties entre l'unité de contrôle et l'unité de commande numérique.

Le synchroniseur génère des signaux et des commandes de synchronisation pour contrôler les blocs et les nœuds de la centrale et émet des signaux de service à la CU qui assurent l'enregistrement des informations.

BOI est un dispositif informatique à grande vitesse qui traite les images radar conformément aux modes répertoriés dans le tableau. 4.1, sous le contrôle de l'Unité Centrale de Contrôle.

Les combats réalisent :

Conversion analogique-numérique des images radar provenant du PPU ;

Traitement d'images radar numériques ;

Émission des résultats du traitement à l'unité de commande numérique et réception des informations de commande de l'unité de commande numérique centrale ;

Synchronisation PPU.

L'unité centrale de contrôle numérique est destinée au traitement secondaire des images radar et au contrôle des blocs et nœuds ARGS dans tous les modes de fonctionnement de l'ARGS. TsVU résout les tâches suivantes :

Exécution d'algorithmes d'activation des modes de fonctionnement et de contrôle de l'ARGS ;

Réception des informations initiales et actuelles de l'ISU et traitement des informations reçues ;

Réception des informations de l'unité de contrôle, leur traitement, ainsi que la transmission des informations de contrôle à l'unité de contrôle ;

Formation d'angles calculés pour le contrôle de l'antenne ;

Résoudre les problèmes d'AGC ;

Formation et transmission des informations nécessaires à l'IMS et aux équipements de tests automatisés (ATE).

L'unité de commande et le convertisseur de code SKT assurent la génération de signaux de commande pour les moteurs d'entraînement d'antenne et la réception des informations de canal angulaire du dispositif numérique central et leur transmission au dispositif numérique numérique. De la centrale de commande, la centrale reçoit :

Angles de position d'antenne calculés en azimut et en élévation (code binaire 11 bits) ;

Signaux de synchronisation et commandes de contrôle.

A partir du convertisseur de code SKT, l'unité de contrôle reçoit les valeurs des angles de position de l'antenne en azimut et en élévation (code binaire 11 bits).

Les VIP sont conçus pour alimenter les unités et unités ARGS et convertir la tension BS 27 V en tensions constantes.

4.4. Relations extérieures.

L'ARGS est relié au circuit électrique de la fusée par deux connecteurs U1 et U2.

Via le connecteur U1, l'ARGS reçoit des tensions d'alimentation de 27 V BS et 36 V 400 Hz.

Grâce au connecteur U2, les commandes de contrôle sont fournies à l'ARGS sous la forme d'une tension de 27 V et les informations numériques sont échangées à l'aide d'un code série bipolaire.

Le connecteur U3 est destiné au contrôle. Grâce à lui, la commande « Contrôle » est envoyée à l'ARGS, et depuis l'ARGS un signal analogique intégré « Service » est émis, des informations sur le fonctionnement des unités et appareils ARGS sous la forme d'un code série bipolaire et la tension de la source d’alimentation secondaire ARGS.

4.5. Source de courant

Pour alimenter l'ARGS, les éléments suivants sont fournis à partir du circuit électrique de la fusée :

Tension constante BS 27 ± 2,7

Tension alternative triphasée 36 ± 3,6 V avec une fréquence de 400 ± 20 Hz.

Courants de consommation du système d'alimentation :

Pour un circuit 27 V - pas plus de 24,5 A ;

Pour un circuit 36 V 400 Hz - pas plus de 0,6 A pour chaque phase.

4.6. Conception.

Le monobloc est constitué d'un boîtier en magnésium moulé sur lequel sont installés les blocs et les composants, ainsi que d'un couvercle fixé à la paroi arrière du boîtier. Sur le couvercle se trouvent les connecteurs U1 – U3, un connecteur technologique « CONTROL », non utilisé en fonctionnement, un interrupteur à bascule « MODE B » est fixé dans une certaine position avec un capuchon de protection (bague). Il y a une antenne à l'avant du monobloc. Les éléments du trajet haute fréquence et leurs dispositifs de commande sont situés directement sur le réseau de guides d'ondes et de fentes de l'antenne. Le corps du compartiment 1 est réalisé sous la forme d'une structure soudée en titane avec des armatures.

Le cône est en fibre de verre céramique radiotransparente et se termine par un anneau en titane, qui fixe le cône au corps du compartiment 1 à l'aide d'une liaison par coin.

Des joints en caoutchouc sont installés sur le pourtour du couvercle et du cône pour assurer l’étanchéité de l’ARGS.

Après réglage final en usine, avant d'installer le monobloc dans le boîtier, toutes les pièces métalliques externes non recouvertes de peinture sont dégraissées et enduites de lubrifiant.