После окончания разгона ротора гироскопа и перевода пускового крючка ПМ в среднее положение или в положение "до упора" усилитель тракта арретира ПМ усиливает разностный сигнал с катушки пеленга и обмотки заклона 10⁰. Этот сигнал после усиления по мощности в усилителе коррекции поступает на катушку коррекции, вызывая прецессию ротора гироскопа в вертикальной плоскости до тех пор, пока разностный сигнал не станет равным нулю. В этом случае оптическая ось гироскопа будет совмещена с линией прицеливания (заклонена вниз на 10⁰ относительно оси ракеты).

При переводе СКЦ в режим автосопровождения цели к усилителю коррекции вместо усилителя тракта арретира ПМ подключается электронный тракт СКЦ, сигнал с которого пропорционален ошибке слежения.

В других модификациях ПЗРК задачи, решаемые системой электрического арретирования, несколько отличаются.

Так, в ПЗРК "Стрела-2М" система электрического арретирования обеспечивает совмещение оптической оси гироскопа с линией прицеливания, которая совпадает с продольной осью ракеты, во всех режимах работы ТГСН, кроме режима слежения за целью. В качестве измерительного элемента ошибки арретирования (угла пеленга) используется только катушка пеленга. Принцип действия такой системы электрического арретирования рассмотрен выше (см. 2.3) и представлен на рис. 2.21.

В ПЗРК "Стрела-3" система электрического арретирования обеспечивает совмещение оптической оси гироскопа с продольной осью ракеты (линией прицеливания) при разгоне ротора гироскопа и при нажатии на пусковой крючок ПМ. После окончания разгона ротора гироскопа и не нажатом пусковом крючке ПМ оптическая ось гироскопа арретируется на 3⁰ выше линии прицеливания для обеспечения "запоминания" автоматом разарретирования и пуска ПМ уровня излучения фона в районе цели. В качестве измерительных элементов ошибки арретирования используются, как и в ПЗРК "Игла", катушка пеленга и обмотка заклона. Катушка пеленга расположена в координаторе цели ТГСН, а обмотка заклона – в блоке датчиков трубы.

4.2.3. Функционирование следящего координатора цели

При функционировании СКЦ можно выделить следующие режимы работы: режим разгона ротора гироскопа, режим электрического арретирования и режим автосопровождения цели.

В режим разгона ротора гироскопа СКЦ переводится сразу же после включения наземного блока питания. Для разгона ротора гироскопа перед пуском ракеты используется система разгона и синхронизации, электронный блок которой размещен в пусковом механизме (ПМ), датчики положения полюсов ротора-магнита – на передней части трубы, а исполнительные элементы (катушки разгона) – в координаторе СКЦ. В это же время хладагент с наземного блока питания поступает в микрохолодильник СКЦ для охлаждения фотоприемника основного канала. Время разгона ротора гироскопа и охлаждения ФП ОК до требуемой температуры составляет около 5 с. Для поддержания оборотов ротора гироскопа в полете используется система стабилизации оборотов ротора гироскопа (ССО), нагрузкой которой являются катушки вращения координатора СКЦ. Принцип действия систем разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа был рассмотрен выше.

В режим арретирования СКЦ переводится с началом вращения ротора гироскопа с помощью системы электрического арретирования. При этом обеспечивается совмещение оптической оси гироскопа с продольной осью ракеты при разгоне ротора гироскопа и с линией прицеливания после окончания разгона и перевода пускового крючка ПМ в среднее положение или в положение "до упора". Устройство и работа основных элементов системы электрического арретирования рассмотрены выше.

В режим автосопровождения цели СКЦ переводится из режима электрического арретирования сигналом с автомата разарретирования и пуска (АРП) ПМ при положительных результатах анализа сигналов с ТГСН. При переводе СКЦ в режим автосопровождения цели к усилителю коррекции вместо усилителя тракта арретира ПМ подключается электронный тракт СКЦ, сигнал с которого пропорционален ошибке слежения.

Сигналом, несущим информацию об угловом рассогласовании оптической оси гироскопа с направлением на цель (), является напряжение переменного тока с усилителя коррекции вида

u_ = U_sin(_гt + _ц),

где U_ – амплитудное значение сигнала коррекции, пропорциональное ошибке рассогласования ();

_г – частота вращения ротора гироскопа относительно земной системы координат;

_ц – фаза сигнала, характеризующая плоскость рассогласования.

Для обеспечения прецессии гироскопа в направлении отработки ошибки рассогласования к нему прикладывается внешний момент , под действием которого ротор гироскопа прецессирует в направлении наикратчайшего совмещения вектора кинетического момента ротора с моментом внешних сил . Взаимосвязь угловой скорости прецессии _пр с внешним и кинетическим моментами рассмотрена выше (см. 2.44) и поясняется рис. 2.19 и 2.20.

Для получения напряжения с информацией об угловой скорости линии визирования ^_л между усилителем коррекции и катушкой коррекции установлены резисторы, на которых падение напряжения будет пропорционально току в катушке коррекции. Это напряжение поступает в УВК для формирования команд управления полетом ракеты.

4.3. Устройство выработки команд и автопилот

4.3.1. Устройство выработки команд

Устройство выработки команд (УВК) предназначено для формирования сигналов управления ракетой при ее полете в различных условиях и обеспечивает:

фильтрацию сигнала с СКЦ в целях повышения качества сигнала управления ракетой;

формирование сигнала смещения траектории полета ракеты со среза сопла в центр планера цели в целях повышения эффективности поражения цели;

формирование сигнала на поворот ракеты на начальном участке траектории в целях автоматического задания начальных углов возвышения и упреждения;

преобразование сигнала управления, действующего на частоте вращения ротора гироскопа, в сигнал управления рулями на частоте вращения ракеты.

Функциональная схема УВК и АП представлена на рис. 4.13. В состав функциональной схемы УВК входят: синхронный фильтр, динамический ограничитель, схема смещения, схема управления полетом ракеты на начальном участке, фазовый детектор, фильтр фазового детектора, генератор линеаризации, два сумматора.

Входными сигналами УВК являются:

сигнал с усилителя коррекции, пропорциональный угловой скорости линии визирования ракета-цель;

сигнал со схемы ближней зоны с информацией о требуемом смещении траектории полета ракеты со среза сопла в центр планера цели;

сигнал с катушки пеленга;

сигнал с катушки ГОН.

Сигнал с усилителя коррекции проходит последовательно через синхронный фильтр (СФ) и динамический ограничитель (ДО) и поступает на вход сумматора 1.

Узкополосный избирательный СФ предназначен для фильтрации сигнала с усилителя коррекции. Применение СФ обусловлено тем, что частота сигнала коррекции в определенных пределах может отклоняться относительно частоты вращения ротора гироскопа. СФ состоит из двух идентичных каналов, выходные сигналы которых суммируются. Каждый из каналов представляет собой последовательно соединенные фазовый детектор (ФД), фильтр низких частот (ФНЧ) и модулятор. Опорными сигналами ФД и модуляторов являются обнуленные сигналы прямоугольной формы (со скважностью, равной двум), действующие на частоте вращения ротора гироскопа (_г). Эти сигналы поступают на вход СФ с выхода системы ФАПЧ и отличаются сдвигом по фазе в одном из каналов относительно другого на угол 90⁰.