Встречно с катушкой пеленга включена обмотка заклона, расположенная в блоке датчиков трубы. Ось обмотки заклона находится в вертикальной плоскости и перпендикулярна продольной оси ракеты. Формируемый в обмотке заклона сигнал ЗАКЛОН 100 по величине пропорционален заданному углу пеленга (100) в вертикальной плоскости между линией прицеливания и продольной осью ракеты. Со средней точки обмотки заклона снимается сигнал ЗАКЛОН 50, пропорциональный углу пеленга 50. Сигнал с обмотки заклона используется и в схеме управления полетом ракеты на начальном участке устройства выработки команд.
При отсутствии с частотного реле ПМ сигнала об окончании разгона ротора гироскопа на усилитель коррекции СКЦ через тракт арретира ПМ поступает сигнал с катушки пеленга. В катушке коррекции возникает момент коррекции, под действием которого ротор гироскопа прецессирует в направлении уменьшения ошибки арретирования.
После окончания разгона ротора гироскопа и не нажатом пусковом крючке ПМ усилитель тракта арретира ПМ усиливает разностный сигнал с катушки пеленга и обмотки заклона 50. 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 арретируется на 50 выше линии прицеливания (на 50 ниже продольной оси ракеты) для обеспечения "запоминания" автоматом разарретирования и пуска ПМ уровня излучения фона в районе цели.
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 = Usin(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: