2. При заданном превышении сигналом цели сигнала фона обнаружитель цели АРП через блок логики отключает от входа следящей системы координатора сигнал ошибки арретирования и подключает сигнал ошибки слежения, т. е. переводит следящий координатор из режима арретирования в режим автоматического сопровождения цели и определения угловой скорости линии визирования. При слабом сигнале цели координатор будет периодически арретироваться для возможности перезахвата цели. Об этом свидетельствует мигание лампы световой индикации.
3. При устойчивом сопровождении цели АРП в течении 0,8 с анализирует соответствие параметров цели возможностям комплекса:
а) сигнал от цели превышает сигнал фона;
б) угловая скорость линии визирования не превышает 12°/с;
в) угол между оптической осью координатора и линией визирования (при точном прицеливании) не превышает 2°;
г) отсутствует сигнал ответа НРЗ («я — свой»).
При отрицательном результате анализа пуск задерживается. Прерывистая световая и звуковая сигнализация с частотой 12,5 Гц свидетельствует о том, что цель «своя».
При положительном результате анализа АРП подаёт на блок-реле управляющий сигнал, разрешающий пуск ракеты.
V ЭТАП — Пуск ракеты и выход её из трубы
1. При срабатывании блок-реле напряжения выдаются:
• на зарядку конденсаторов блока взведения, исключающих перерыв в электропитании при переходе с НИП на БИП;
• на электровоспламенитель ПАД, обеспечивая его воспламенение и выдачу пороховых газов на рулевую машину и БИП, который за 0,72 с выходит на режим и выдает ±(20…40) В бортового электропитания;
• через 0,72 с на электровоспламенитель стартового двигателя, обеспечивая воспламенение его заряда для создания реактивной тяги с ускорением до 120g в течении 0,065 с.
2. С началом движения ракеты по трубе:
• механизм бортразъёма ПТ обеспечит отстыковку бортразъёма и утапливание стопора ракеты;
• нож ПТ срежет трубку питания ОГС азотом.
3. При выходе ракеты из трубы:
• отработавший стартовый двигатель будет уловлен в ПТ;
• скорость полёта достигнет 30 м/с, а скорость вращения — 20 об/с;
• под действием осевых перегрузок осядет блокирующий стопор ПДУ взрывателя, обеспечивая снятие I ступени предохранения;
• под действием центробежных сил раскроются и зафиксируются рули, дестабилизаторы и крылья;
• при раскрывании рулей размыкатель блока взведения обеспечит выдачу напряжений БИП:
— на электровоспламенитель ПУД, обеспечивая газодинамическое управление полётом в течении 0,7 с;
— электровоспламенитель ПДУ, обеспечивая загорание пирозамедлителя (14 с) механизма самоликвидации и пиропредохранителя поворотной втулки, который, прогорая через 1–1,9 с, разрешит поворотной втулке с капсюлем-детонатором повернуться в боевое положение (снимет II ступень);
— через контакты поворотной втулки на зарядку конденсаторов С1, С2 боевой цепи — взрыватель готов к срабатыванию.
VI ЭТАП — полёт ракеты на начальном участке траектории
1. Примерно через 0,4 с после выхода ракеты из трубы (ракета удалится от стрелка на расстояние не менее 5,5 м) лучевой воспламенитель воспламенит основной заряд маршевого двигателя, который за 1,9 с работы на первом режиме разгонит ракету до крейсерской скорости (до 570 м/с);
2. Так как ракета выстреливается в направлении цели, а не в упреждённую точку, то сразу возникает угловая скорость линии визирования, и на вход автопилота от следящего координатора подается сигнал ошибки наведения, задающий плоскость наведения (положение этой плоскости задаётся положением цели, ракеты и их упреждённой точки встречи);
3. Для ускоренного вывода ракеты на кинематическую траекторию полёта в упреждённую точку используется схема ФСУРа по пеленгу. Она на определённое время, зависящее от стрельбы навстречу или вдогон, увеличивает коэффициент передачи усилительно-преобразовательного тракта АП (К = Uвых/Uвх) путём формирования сигнала, синфазного с сигналом ошибки наведения (т. е. тоже в плоскости наведения), и суммирование их на сумматоре ΣI. В результате возросший управляющий сигнал АП интенсивно развернёт ракету в направлении упреждённой точки.
VII ЭТАП — самонаведение ракеты