2. При Δε → 0 появляется возможность измерения угловой скорости виртуальной линии визирования (dεв/dt) как угловой скорости поворота самого координатора (dεк/dt), т. е. dεв/dt = dεк/dt.
3. При использовании гироскопического привода координатора угловая скорость его прецессии (поворота координатора) пропорциональна величине внешнего управляющего момента, а последний пропорционален ошибке слежения, т. е. dεв/dt ≈ Δε.
4. При реализации метода пропорционального сближения за параметр управления (ошибку наведения Δφ(t)) принимается dεв/dt, а система наведения ракеты на цель будет стремиться свести ошибку наведения к нулю путём изменения угла пеленга φ, т. е. Δε = φ(t) → 0.
5. В системе наведения ракеты на цель следящий координатор является датчиком ошибки наведения, а автопилот — следящим приводом. Поэтому в качестве управляющего сигнала для автопилота используется сигнал ошибки слежения координатора, т. е. UВХАП = Δε.
Структурно следящая система координатора построена по классической схеме, в которой с точки зрения автоматического управления:
1. Объектив одновременно выполняет роль датчика цели (положения линии визирования εв) и датчика отрицательной обратной связи (положения оптической оси координатора εк).
2. Фотоприёмник выполняет роль алгебраического сумматора, формирующего электрический сигнал рассогласования (ошибки слежения координатора Δε = εв — εк).
3. Электронный блок выполняет роль усилительно-преобразовательного тракта, формирующего электрические управляющие сигналы для исполнительного элемента следящей системы координатора (UΔε) и автопилота: Udεв/dt. Причем UΔε = U × dεв/dt.
4. Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора.
5. Ротор гироскопа является объектом управления следящей системы. Под действием внешнего момента он прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения.
6. Так как координатор цели механически связан с ротором гироскопа, то следящая система заставляет его непрерывно сопровождать цель оптической осью и на основе этого формирует сигнал угловой скорости линии визирования для автопилота.
Для обеспечения боевого применения ракеты следящий координатор имеет ещё две вспомогательные системы автоматического управления:
1. Система арретирования координатора предназначена для принудительного совмещения при прицеливании оптической оси координатора с линией прицеливания пусковой трубы, чем обеспечивается захват цели узким полем зрения ОГС. Причем линия прицеливания наклонена вниз на 10° относительно продольной оси пусковой трубы, что исключает удар ракеты о землю при старте.
Рис. 29. К работе системы арретирования координатора
Принцип работы этой системы основан на использовании катушки пеленга, размещенной на статоре гироскопа, и катушки заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы. Постоянный магнит ротора наводит в катушке пеленга синусоидальный сигнал, характеризующий направление (фазу) и величину (амплитуду) отклонения оптической оси от продольной оси ракеты (угол пеленга φ). Катушка заклона, включенная встречно с катушкой пеленга, формирует синусоидальный сигнал, характеризующий заданное отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты (–10°). Таким образом, разностный сигнал двух катушек значит ошибку арретирования оптической оси относительно линии прицеливания (Δарр).
При прицеливании сигнал ошибки арретирования подается на вход следящей системы координатора и отрабатывается ею до Δарр = 0 (оптическая ось удерживается на линии прицеливания). При нажатии на спусковой крючок и загорании сигнальной лампочки захвата цели от следящей системы отключается сигнал ошибки арретирования, а подключается сигнал ошибки слежения координатора (Δε).
2. Система разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа предназначена для задания стабильной частоты сканирования цели f2 = 100 Гц.
Для этого система должна: