Frequenzbereich aktiver Radare in Zielsuchköpfen. Optischer Sucher

Staatliches Komitee der Russischen Föderation für Hochschulbildung

TECHNISCHE UNIVERSITÄT DES BALTISCHEN STAATS

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Abteilung für Radioelektronische Geräte

RADAR-Zielsuchkopf

Sankt Petersburg

2. ALLGEMEINE INFORMATIONEN ÜBER RLGS.

2.1 Zweck

Der Radarsucher ist an einer Boden-Luft-Rakete installiert, um eine automatische Zielerfassung in der Endphase des Fluges der Rakete, seine automatische Verfolgung und Steuersignale an den Autopiloten (AP) und die Funksicherung (RB) bereitzustellen.

2.2 Technische Eigenschaften

RLGS zeichnet sich durch folgende taktische und technische Grunddaten aus:

1.Suchgebiet nach Richtung:

Azimut ± 10 °

Höhe ± 9 °

2. Zeitpunkt der Vermessung des Suchgebietes 1,8 - 2,0 sek.

3. Zeit, um ein Ziel in einem Winkel von 1,5 Sekunden zu erfassen (nicht mehr)

4. maximale Abweichungswinkel des Suchbereichs:

Azimut ± 50 ° (nicht weniger)

Höhe ± 25° (nicht weniger)

5. Mindestabweichungswinkel der Gleichsignalzone:

Azimut ± 60 ° (nicht weniger)

Höhe ± 35 ° (nicht weniger)

6. Reichweite der Zielerfassung des Flugzeugmusters IL-28 mit Abgabe von Kontrollsignalen an (AP) mit einer Wahrscheinlichkeit von mindestens 0,5 -19 km und mit einer Wahrscheinlichkeit von mindestens 0,95 -16 km.

7 Suchzone in einer Entfernung von 10 - 25 km

8. Betriebsfrequenzbereich f ± 2,5%

9.Die durchschnittliche Leistung des Senders beträgt 68W

10.HF-Pulsdauer 0,9 ± 0,1 μs

11.HF-Impulsfolgezeit Т ± 5%

12.Empfindlichkeit der Empfangskanäle - 98dB (nicht weniger)

13.Leistungsaufnahme aus Stromquellen:

Aus dem Netz 115 V 400 Hz 3200 W

Aus einem Netz 36 V 400 Hz 500 W

Aus dem Netz 27 600 W

14. Stationsgewicht - 245 kg.

3. FUNKTIONSWEISE UND AUFBAU DES RLGS

3.1 Das Funktionsprinzip des Radars

RLGS ist eine Radarstation mit einer Reichweite von 3 Zentimetern, die im Pulsmodus arbeitet. Im Allgemeinen kann die Radarstation in zwei Teile unterteilt werden: - den Radarteil selbst und den automatischen Teil, der die Zielerfassung, seine automatische Verfolgung in Winkel und Entfernung und die Ausgabe von Steuersignalen an den Autopiloten und die Funksicherung ermöglicht .

Der Radarteil der Station funktioniert wie gewohnt. Vom Magnetron erzeugte hochfrequente elektromagnetische Schwingungen in Form von sehr kurzen Impulsen werden über eine stark gerichtete Antenne ausgesendet, von derselben Antenne empfangen, im Empfangsgerät umgewandelt und verstärkt und dann an den automatischen Teil der Station - die Zielwinkelverfolgungssystem und das Entfernungsmesser.

Der automatische Teil der Station besteht aus den folgenden drei Funktionssystemen:

1. Antennensteuerungssystem, das eine Antennensteuerung in allen Betriebsarten des Radars bietet (im "Führungsmodus", im "Suchmodus" und im "Zielsuchmodus", der wiederum in den "Erfassungsmodus" und "Auto-Tracking"-Modi)

2. Reichweitenmessgerät

3. Computersteuersignale, die dem Autopiloten und der Raketenfunksicherung zugeführt werden.

Die Antennensteuerung im „Auto-Tracking“-Modus arbeitet nach dem sogenannten Differenzverfahren, bei dem in der Station eine spezielle Antenne verwendet wird, bestehend aus einem Kugelspiegel und 4 in einem gewissen Abstand davor platzierten Strahlern des Spiegels.

Wenn das Radar mit Strahlung arbeitet, wird ein Strahlungsdiagramm mit einer einzigen Keule mit einem Maximum gebildet, das mit der Achse des Antennensystems zusammenfällt. Dies wird durch die unterschiedlichen Längen der Wellenleiter der Emitter erreicht - es gibt eine harte Phasenverschiebung zwischen den Schwingungen verschiedener Emitter.

Beim Arbeiten am Empfang sind die Richtdiagramme der Strahler relativ zur optischen Achse des Spiegels verschoben und schneiden sich in einer Höhe von 0,4.

Die Verbindung der Sender mit dem Transceiver erfolgt über einen Hohlleiterpfad, in dem sich zwei in Reihe geschaltete Ferritschalter befinden:

· Kommutator der Achsen (FKO), der mit einer Frequenz von 125 Hz arbeitet.

· Empfängerschalter (FKP), der mit einer Frequenz von 62,5 Hz arbeitet.

Ferrit-Achsschalter schalten die Hohlleiterstrecke so um, dass zuerst alle 4 Strahler mit dem Sender verbunden sind, die eine Einkeulen-Strahlungscharakteristik bilden, und dann mit einem zweikanaligen Empfänger, dann die Strahler, die zwei in der vertikalen Ebene liegende Strahler erzeugen , dann Emitter, die eine Richtwirkung mit zwei Mustern in der horizontalen Ebene erzeugen. Von den Ausgängen der Empfänger gehen die Signale zur Subtraktionsschaltung, wo je nach Position des Ziels relativ zur Äquisignalrichtung, die durch den Schnittpunkt der Richtmuster eines gegebenen Senderpaares gebildet wird, ein Differenzsignal erzeugt wird. deren Amplitude und Polarität durch die Position des Ziels im Raum bestimmt wird (Abb. 1.3).

Synchron mit dem Ferritschalter der Achsen im RLGS arbeitet die Antennensteuersignal-Extraktionsschaltung, mit deren Hilfe das Antennensteuersignal in Azimut und in Elevation erzeugt wird.

Der Empfängerschalter schaltet die Eingänge der Empfangskanäle mit einer Frequenz von 62,5 Hz. Die Umschaltung der Empfangskanäle ist mit der Notwendigkeit verbunden, deren Eigenschaften zu mitteln, da das differentielle Peilverfahren des Ziels eine vollständige Identität der Parameter beider Empfangskanäle erfordert. Der RLGS-Entfernungsmesser ist ein System mit zwei elektronischen Integratoren. Am Ausgang des ersten Integrators wird eine Spannung proportional zur Annäherungsgeschwindigkeit an das Ziel entnommen, am Ausgang des zweiten Integrators eine Spannung proportional zum Abstand zum Ziel. Der Entfernungsmesser erfasst das nächstgelegene Ziel im Bereich von 10-25 km mit anschließender automatischer Verfolgung bis zu einer Entfernung von 300 Metern. In einer Entfernung von 500 Metern wird vom Entfernungsmesser ein Signal ausgegeben, das zum Zug einer Funksicherung (RF) dient.

Der RLGS-Computer ist ein Rechengerät und dient zur Erzeugung von Steuersignalen, die vom RLGS an den Autopiloten (AP) und das RV ausgegeben werden. An den AP wird ein Signal gesendet, das die Projektion des Vektors der absoluten Winkelgeschwindigkeit des Zielstrahls auf die Querachsen der Rakete darstellt. Diese Signale werden verwendet, um den Kurs und die Neigung des Flugkörpers zu steuern. Ein Signal, das die Projektion des Vektors der Annäherungsgeschwindigkeit des Ziels mit der Rakete auf die Polarrichtung des Visierstrahls des Ziels darstellt, wird vom Computer an das RV gesendet.

Die Besonderheiten der Radarstation im Vergleich zu anderen ihr in ihren taktischen und technischen Daten ähnlichen Stationen sind:

1.die Verwendung einer Langfokusantenne in der Radarstation, dadurch gekennzeichnet, dass die Bildung und Umlenkung des Strahls darin durch Umlenkung eines eher hellen Spiegels erfolgt, dessen Umlenkwinkel der halbe Umlenkwinkel von ist der Balken. Außerdem hat eine solche Antenne keine rotierenden Hochfrequenzübergänge, was ihr Design vereinfacht.

2. die Verwendung eines Empfängers mit linear-logarithmischer Amplitudenkennlinie, der eine Erweiterung des Dynamikbereichs des Kanals auf bis zu 80 dB ermöglicht und damit die Ortung der aktiven Störquelle ermöglicht.

3. Aufbau eines Winkelverfolgungssystems nach dem Differentialverfahren, das eine hohe Störfestigkeit bietet.

4. die Verwendung des ursprünglichen doppelten geschlossenen Gierkompensationsschemas in der Station, das einen hohen Grad an Kompensation der Raketenschwingungen relativ zum Antennenstrahl bietet.

5. Bauliche Umsetzung der Station nach dem sogenannten Containerprinzip, gekennzeichnet durch eine Reihe von Vorteilen in Bezug auf Reduzierung des Gesamtgewichts, Nutzung des zugewiesenen Volumens, Reduzierung der Verbindungen zwischen den Einheiten, Möglichkeit des Einsatzes eines zentralen Kühlsystems usw. .

3.2 Separate funktionale Radarsysteme

Die RLGS lässt sich in eine Reihe von einzelnen Funktionssystemen unterteilen, die jeweils ein ganz bestimmtes Sonderproblem (oder mehrere mehr oder weniger eng verwandte Sonderprobleme) lösen und jedes in gewisser Weise formalisiert in der Form einer eigenen technologischen und baulichen Einheit. In der Radarstation gibt es vier solcher Funktionssysteme:

3.2.1 Radarteil des RLGS

Der Radarteil des RLGS besteht aus:

· Sender.

· Der Empfänger.

· Hochspannungsgleichrichter.

· Hochfrequenzteil der Antenne.

Der Radarteil des RLGS ist bestimmt für:

· Zur Erzeugung hochfrequenter elektromagnetischer Energie einer bestimmten Frequenz (f ± 2,5 %) und einer Leistung von 60 W, die in Form von kurzen Impulsen (0,9 ± 0,1 µs) in den Weltraum abgegeben wird.

Für den anschließenden Empfang der vom Ziel reflektierten Signale, deren Umwandlung in Zwischenfrequenzsignale (Fpch = 30 MHz), Verstärkung (über 2 identische Kanäle), Detektion und Abgabe an andere Radarsysteme.

3.2.2. Synchronisierer

Der Synchronisierer besteht aus:

· Knoten der Empfangs- und Synchronisationsmanipulation (MPS-2).

· Knotenschaltempfänger (KP-2).

· Steuergerät für Ferritschalter (UV-2).

· Auswahl- und Integrationsknoten (SI).

Fehlersignalextraktionseinheit (CO)

· Ultraschall-Verzögerungsleitung (ULZ).

Bildung von Synchronisationsimpulsen zur Einkopplung einzelner Stromkreise in die Radar- und Steuerimpulse von Empfänger, SI-Einheit und Entfernungsmesser (MPS-2-Einheit)

Formung von Steuerimpulsen mit einem Ferrit-Kommutator von Achsen, einem Ferrit-Kommutator von Empfangskanälen und einer Referenzspannung (UV-2-Knoten)

Integration und Summation empfangener Signale, Spannungsregelung zur AGC-Steuerung, Umwandlung von Zielvideoimpulsen und AGC in Hochfrequenzsignale (10 MHz) zur Verzögerung im ULZ (SI-Einheit)

· Extraktion des für den Betrieb des Winkelverfolgungssystems (CO-Einheit) notwendigen Fehlersignals.

3.2.3. Entfernungsmesser

Der Entfernungsmesser besteht aus:

· Knoten des Zeitmodulators (EM).

Knoten des temporären Diskriminators (TD)

· Zwei Integratoren.

Der Zweck dieses Teils der RLGS ist:

Suchen, Erfassen und Verfolgen eines Ziels in Reichweite mit der Ausgabe von Entfernungssignalen zum Ziel und der Konvergenzgeschwindigkeit mit dem Ziel

Signalausgang D-500 m

Generierung von Selektionsimpulsen zum Strobing des Empfängers

· Ausgabe von Impulsen zur Begrenzung der Empfangszeit.

3.2.4. Antennensteuerungssystem (SUA)

Das Antennensteuerungssystem besteht aus:

· Knoten der Suche und Kreiselstabilisierung (PGS).

· Antennenkopfsteuergerät (UGA).

· Automatische Greifermontage (A3).

· Speicherknoten (ZP).

· Ausgangsknoten des Antennensteuersystems (CS) (entlang des φ-Kanals und des ξ-Kanals).

· Montage einer Elektrofeder (ZP).

Der Zweck dieses Teils der RLGS ist:

Steuerung der Antenne während des Starts der Rakete in den Modi Führung, Suche und Vorbereitung zum Einfangen (Knoten von PGS, UGA, US und ZP)

Erfassung des Ziels nach Winkel und anschließende automatische Verfolgung (Knoten A3, ZP, US und ZP)

4. FUNKTIONSPRINZIP DER WINKELHALTERUNG DES ZWECKS

Im Funktionsdiagramm des Zielwinkelverfolgungssystems werden reflektierte hochfrequente gepulste Signale, die von zwei vertikalen oder horizontalen Antennenstrahlern empfangen werden, über einen Ferritschalter (FKO) und einen Ferritschalter der Empfangskanäle - (FKP) an die Eingangsflansche von die HF-Empfangseinheit. Um Reflexionen von den Detektorteilen der Mischer (CM1 und CM2) und von den Empfängerschutzableitern (RZP-1 und RZP-2) während der Erholzeit des RZP zu reduzieren, die die Entkopplung zwischen den Empfangskanälen verschlechtern, werden resonante Ferritventile (FV-1 und FV-2). Die über die Resonanzventile (Ф A-1 und Ф В-2) an den Eingängen der Hochfrequenz-Empfangseinheit empfangenen reflektierten Impulse werden den Mischern (CM-1 und CM-2) der entsprechenden Kanäle zugeführt, wo sie, vermischt mit den Schwingungen des Klystrongenerators, in Pulse der Zwischenfrequenz umgewandelt werden. Von den Ausgängen der Mischer des 1. und 2. Kanals werden die Zwischenfrequenzimpulse den Zwischenfrequenz-Vorverstärkern der entsprechenden Kanäle - (PUPCH-Knoten) zugeführt. Vom Ausgang des PUPCH werden verstärkte Signale der Zwischenfrequenz dem Eingang des linear-logarithmischen Verstärkers der Zwischenfrequenz (UPCHL-Knoten) zugeführt. Linear-logarithmische Zwischenfrequenzverstärker erzeugen eine Verstärkung, Detektion und nachfolgende Verstärkung durch die Videofrequenz von Pulsen der Zwischenfrequenz, die von PUPCH empfangen werden.

Jeder linear-logarithmische Verstärker besteht aus folgenden Funktionselementen:

Logarithmischer Verstärker, der einen ZF-Verstärker (6 Stufen) enthält

Transistoren (TR) zur Entkopplung des Verstärkers von der Additionsleitung

Signaladditionsleitungen (LS)

Linearer Detektor (LD), der im Bereich von Eingangssignalen in der Größenordnung von 2-15 dB eine lineare Abhängigkeit der Eingangssignale vom Ausgang ergibt

Summierstufe (Σ), in der die Addition der linearen und logarithmischen Komponenten der Kennlinie

Videoverstärker (VU)

Die linear-logarithmische Charakteristik des Empfängers ist notwendig, um den Dynamikbereich des Empfangspfades auf 30 dB zu erweitern und Übersteuerungen durch Störungen zu eliminieren. Betrachtet man den Amplitudenverlauf, so ist er im Anfangsabschnitt linear und das Signal proportional zum Eingang, mit zunehmendem Eingangssignal nimmt die Zunahme des Ausgangssignals ab.

Um eine logarithmische Abhängigkeit im UPCHL zu erhalten, wird die sequentielle Detektionsmethode verwendet. Die ersten sechs Verstärkerstufen arbeiten als Linearverstärker bei niedrigen Eingangssignalpegeln und als Detektoren bei hohen Signalpegeln. Die während der Detektion von den Emittern der UHF-Transistoren erzeugten Videoimpulse gehen zur Basis der Entkopplungstransistoren, an deren gemeinsamen Kollektorlast sie addiert werden.

Um den anfänglichen linearen Abschnitt der Kennlinie zu erhalten, wird das Signal vom Ausgang des ZF-Verstärkers einem Lineardetektor (LD) zugeführt. Die allgemeine linear-logarithmische Abhängigkeit ergibt sich durch die Addition der logarithmischen und linearen Amplitudenkennlinien in der Additionsstufe.

Aufgrund der Notwendigkeit, einen ziemlich stabilen Rauschpegel der Empfangskanäle zu haben. In jedem Empfangskanal wird ein System zur automatischen Trägheits-Rauschverstärkungssteuerung (AGC) verwendet. Dazu wird die Ausgangsspannung der UPCHL-Einheit jedes Kanals der PRU-Einheit zugeführt. Über den Vorverstärker (PRA), den Schalter (CL) wird diese Spannung der Fehlererzeugungsschaltung (CBO) zugeführt, in die auch die Referenzspannung "Rauschpegel" aus den Widerständen R4, R5 eingeführt wird, deren Wert bestimmt der Rauschpegel am Ausgang des Empfängers. Die Differenz zwischen der Rauschspannung und der Stützspannung ist der Ausgang des Videoverstärkers der AGC-Einheit. Nach entsprechender Verstärkung und Detektion wird das Fehlersignal in Form einer konstanten Spannung an die letzte Stufe des PUPCH angelegt. Um den Betrieb der AGC-Einheit von verschiedenen Arten von Signalen auszuschließen, die am Eingang des Empfangspfads auftreten können (AGC sollte nur mit Rauschen arbeiten), wurde sowohl für das AGC-System als auch für das Klystron des Blocks eine Umschaltung eingeführt. Das AGC-System ist normalerweise gesperrt und öffnet nur für die Dauer des AGC-Strobe-Impulses, der sich außerhalb des Empfangsbereichs der reflektierten Signale befindet (250 μs nach dem Startimpuls des PRD). Um den Einfluss verschiedener externer Störeinflüsse auf den Rauschpegel auszuschließen, wird die Erzeugung des Klystrons für die Dauer der AGC unterbrochen, wobei der Strobe-Impuls auch dem Reflektor des Klystrons zugeführt wird (über die Endstufe des AFC-Systems). (Abbildung 2.4)

Es ist zu beachten, dass die Unterbrechung der Klystron-Erzeugung während des AGC-Betriebs dazu führt, dass die vom Mischer erzeugte Rauschkomponente vom AGC-System nicht berücksichtigt wird, was zu einer gewissen Instabilität des Gesamtrauschpegels des Empfängers führt Kanäle.

Fast alle Steuer- und Schaltspannungen werden den PUPCh-Knoten beider Kanäle zugeführt, die die einzigen linearen Elemente des Empfangspfads sind (bei der Zwischenfrequenz):

· Regulierung der AGC-Spannung;

In der Funkempfangseinheit des RLGS befindet sich auch eine Schaltung zur automatischen Frequenzregelung des Klystrons (AFC), da das Abstimmsystem ein Klystron mit doppelter Frequenzregelung verwendet - elektronisch (in einem kleinen Frequenzbereich) und mechanisches (in einem großen Frequenzbereich) AFC-System ebenfalls unterteilt in elektronische und elektromechanische Frequenzregelsysteme. Die Spannung vom Ausgang der elektronischen AFC wird dem Klystronreflektor zugeführt und führt eine elektronische Frequenzregelung durch. Die gleiche Spannung wird dem Eingang des elektromechanischen Frequenzregelkreises zugeführt, dort in eine Wechselspannung umgewandelt und dann der Motorsteuerwicklung zugeführt, die die Frequenz des Klystrons mechanisch einstellt. Um die richtige Abstimmung des lokalen Oszillators (Klystron) entsprechend einer Differenzfrequenz in der Größenordnung von 30 MHz zu finden, stellt die AFC eine Schaltung für elektromechanisches Suchen und Einfangen bereit. Bei fehlendem Signal am AFC-Eingang erfolgt die Suche im gesamten Frequenzabstimmbereich des Klystrons. Das AFC-System funktioniert nur während der Abgabe eines Sondenimpulses. Dabei erfolgt die Stromversorgung der 1. Stufe der AFC-Einheit durch einen differenzierten Startimpuls.

Von den Ausgängen der UPCHL-Zielvideoimpulse gelangen die Synchronisierer in die Summationsschaltung (CX "+") in der SI-Einheit und in die Subtraktionsschaltung (CX "-") in der CO-Einheit. Zielimpulse von den Ausgängen des UPCHL des 1. und 2. Kanals, moduliert mit einer Frequenz von 123 Hz (mit dieser Frequenz werden die Achsen kommutiert), gelangen über die Emitterfolger ZP1 und ZP2 in die Subtraktionsschaltung (CX "-" ). Vom Ausgang der Subtraktionsschaltung geht das Differenzsignal, das durch Subtrahieren der Signale des 1. Kanals von den Signalen des 2. Kanals des Empfängers erhalten wird, zu den Tastendetektoren (KD-1, KD-2), wo es selektiv erfasst wird und das Fehlersignal wird entlang der Achsen " ξ "und" φ " getrennt. Zulässige Impulse, die für den Betrieb von Tastendetektoren erforderlich sind, werden in speziellen Schaltungen im selben Knoten gebildet. Eine der permissiven Pulsformungsschaltungen (SPFI) empfängt Pulse des integrierten Targets von der "SI"-Einheit des Synchronisierers und eine Referenzspannung von 125– (I) Hz, die andere empfängt Pulse des integrierten Targets und eine Referenzspannung von 125 Hz - (II) gegenphasig. Zulässige Pulse werden aus Pulsen des integrierten Targets zum Zeitpunkt der positiven Halbwelle der Referenzspannung gebildet.

Für den Betrieb der Enable-Puls-Shaping-Schaltungen (SPFI) in der CO-Einheit des Synchronisators sind Referenzspannungen 125 Hz - (I), 125 Hz - (II), um 180 verschoben, sowie die Referenzspannung entlang des "φ"-Kanals wird durch serielle Division durch 2 der Wiederholungsrate der Station in der KP-2-Einheit (Umschaltung der Empfänger) des Synchronisators erzeugt. Die Frequenzteilung erfolgt unter Verwendung von Frequenzteilern, bei denen es sich um RS-Flip-Flops handelt. Die Triggerimpulsformungsschaltung des Frequenzteilers wird durch die fallende Flanke des differenzierten negativen Impulses der Empfangszeitbegrenzung (T = 250 μs), der vom Entfernungsmesser kommt, getriggert. Aus dem Spannungsausgangskreis von 125 Hz - (I) und 125 Hz - (II) (SV) wird ein Synchronisationsimpuls mit einer Frequenz von 125 Hz entnommen, der einem Frequenzteiler im UV-2 (DC) zugeführt wird. Zusätzlich wird der Schaltung eine Spannung von 125 Hz zugeführt, die eine Verschiebung von 90 gegenüber der Referenzspannung bildet. Die Schaltung zur Erzeugung der Referenzspannung entlang des Kanals (TOH φ) ist auf einem Trigger aufgebaut. Ein Synchronisationsimpuls von 125 Hz wird der Teilerschaltung im UV-2-Gerät zugeführt, die Referenzspannung "ξ" mit einer Frequenz von 62,5 Hz wird vom Ausgang dieses Teilers (DC) abgezogen, dem US-Gerät zugeführt und auch an die KP-2-Einheit zum Bilden einer 90-Grad-Referenzspannung.

Die UV-2-Einheit erzeugt auch Stromimpulse zum Schalten der Achsen mit einer Frequenz von 125 Hz und Stromimpulse zum Schalten von Empfängern mit einer Frequenz von 62,5 Hz (Abb. 4.4).

Der Aktivierungsimpuls öffnet die Transistoren des Tastendetektors und der Kondensator, der die Last des Tastendetektors ist, wird auf eine Spannung geladen, die gleich der Amplitude des resultierenden Impulses ist, der von der Subtraktionsschaltung kommt. Je nach Polarität des eingehenden Impulses ist die Ladung positiv oder negativ. Die Amplitude der resultierenden Impulse ist proportional zum Winkel der Fehlausrichtung zwischen der Richtung zum Ziel und der Richtung der Äquisignalzone, daher ist die Spannung, auf die der Kondensator des Tastendetektors geladen wird, die Spannung des Fehlersignals.

Von den Tastdetektoren wird ein Fehlersignal mit einer Frequenz von 62,5 Hz und einer Amplitude proportional zum Versatzwinkel zwischen der Richtung zum Ziel und der Richtung der Äquisignalzone über die ZP (ZPZ und ZPCH) und Videoverstärker ( VU-3 und VU-4) an die US-φ-Knoten und US-ξ des Antennensteuersystems (Abb. 6.4).

Zielimpulse und Rauschen des UPCHL des 1. und 2. Kanals werden auch der Additionsschaltung CX+ in der Synchroneinheit (SI) zugeführt, in der die Zeitselektion und Integration erfolgt. Eine zeitgesteuerte Impulswiederholungsrate wird verwendet, um asynchrones Impulsrauschen zu bekämpfen. Der Radarschutz vor asynchronen Impulsstörungen kann ausgeführt werden, indem der Koinzidenzschaltung nicht verzögerte reflektierte Signale und dieselben Signale zugeführt werden, die jedoch um eine Zeit verzögert sind, die genau gleich der Wiederholungsperiode der ausgesendeten Impulse ist. In diesem Fall durchlaufen nur diejenigen Signale die Koinzidenzschaltung, deren Wiederholungsperiode genau gleich der Wiederholungsperiode der ausgesendeten Impulse ist.

Vom Ausgang der Additionsschaltung werden der Zielimpuls und das Rauschen durch den Phaseninverter (Φ1) und den Emitterfolger (ZP1) der Koinzidenzstufe zugeführt. Die Summationsschaltung und die Koinzidenzkaskade sind Elemente eines geschlossenen Integrationssystems mit positiver Rückkopplung. Die Integrationsschaltung und der Selektor arbeiten wie folgt. Der Eingang der Schaltung (Σ) empfängt Impulse eines summierten Ziels mit Rauschen und Impulse eines integrierten Ziels. Ihre Summe geht an Modulator und Generator (MiG) und an das ULZ. Dieser Selektor verwendet eine Ultraschallverzögerungsleitung. Es besteht aus einer Schallleitung mit elektromechanischen Energiewandlern (Quarzplatten). Mit ULZ können sowohl Hochfrequenzpulse (bis 15 MHz) als auch Videopulse verzögert werden. Wenn die Videoimpulse jedoch verzögert werden, tritt eine erhebliche Verzerrung der Signalform auf. Daher werden in der Selektorschaltung die zu verzögernden Signale zunächst von einem speziellen Generator und Modulator in HF-Pulse mit einer Füllfrequenz von 10 MHz umgewandelt. Vom Ausgang des ULZ wird der um die Radarwiederholungsperiode verzögerte Zielimpuls dem UPCH-10 zugeführt, vom Ausgang des UPCH-10 das verzögerte und auf dem Detektor (D) erkannte Signal über die Taste (CL) (UPCH-10) wird der Koinzidenzstufe (CC) zugeführt, dieser wird dieselbe Kaskade auf den summierten Zielimpuls gelegt.

Am Ausgang der Koinzidenzstufe erhält man ein Signal, das proportional zum Produkt günstiger Spannungen ist, daher passieren Zielimpulse, die synchron an beiden Eingängen des CC ankommen, problemlos die Koinzidenzkaskade, Rauschen und asynchrone Störungen werden stark unterdrückt . Vom Ausgang (CS) gelangen die Zielimpulse über den Phaseninverter (Φ-2) und (ЗП-2) wieder in die Schaltung (Σ), wodurch die Rückkopplungsschleife geschlossen wird, zusätzlich gelangen die integrierten Zielimpulse in die CO-Einheit , zu den permissiven Formungsschaltungen Schlüsselimpulse, Detektoren (OFRI 1) und (OFRI 2).

Integrierte Impulse vom Schlüsselausgang (CL) werden neben der Koinzidenzkaskade der Schutzschaltung gegen asynchrone Impulsstörungen (SZ) zugeführt, deren zweiter Zweig mit (3P 1) Impulse des summierten Ziels und Rauschens empfängt. Die asynchrone Störschutzschaltung ist eine Dioden-Koinzidenzschaltung, die an ihren Eingängen die kleinste von zwei synchron wirkenden Spannungen durchlässt. Da die integrierten Zielimpulse immer viel größer sind als die summierten und die Rausch- und Störspannung in der Integrationsschaltung stark unterdrückt wird, gibt es in der Koinzidenzschaltung (CZ) im Wesentlichen eine Auswahl der summierten Zielimpulse durch die integrierten Zielimpulse. Der resultierende "direkte Zielimpuls" hat die gleiche Amplitude und Form wie der summierte Zielimpuls, während Rauschen und asynchrone Störungen unterdrückt werden. Der direkte Zielimpuls wird dem Zeitdiskriminator der Entfernungsmesserschaltung und der automatischen Erfassungseinheit, der Antennensteuerung, zugeführt. Offensichtlich ist es bei Verwendung dieses Auswahlschemas notwendig, eine sehr genaue Gleichheit der Verzögerungszeit im ULM und der Wiederholungsperiode der ausgesendeten Pulse sicherzustellen. Diese Forderung kann durch die Verwendung spezieller Schemata zur Formung von Synchronisationsimpulsen erfüllt werden, bei denen die Impulswiederholungsperiode durch die ULZ der Auswahlschaltung stabilisiert wird. Der Synchronisationsimpulsgenerator befindet sich im MPS-2-Knoten und ist ein Sperrgenerator (ZVG) mit eigener Eigenschwingzeit, etwas länger als die Verzögerungszeit im ULZ, d.h. mehr als 1000 μs. Beim Einschalten des Radars wird der erste ZVG-Puls differenziert und startet BG-1, von dessen Ausgang mehrere Synchronisationspulse genommen werden:

· Negativer Sync-Impuls T = 11 μs wird zusammen mit dem Entfernungsmesser-Auswahlimpuls der Schaltung (CS) zugeführt, die Steuerimpulse der SI-Einheit erzeugt, für deren Dauer die Manipulationskaskade (CM) in der SI-Einheit öffnet und die Additionskaskade (CX + ) und alle folgenden funktionieren. Als Ergebnis durchläuft der BG1-Synchronisationsimpuls (CX +), (Φ 1), (EP-1), (Σ), (MiG), (ULZ), (UPCH-10), (D) und verzögert um die Radarwiederholungsperiode (Тп = 1000μs), startet die ZBG mit der Vorderflanke.

· Negativer Blockierungsimpuls УПЧ-10 T = 12 µs sperrt den Schlüssel (CL) in der SI-Einheit und verhindert dadurch das Eindringen des BG-1 Synchronisationsimpulses in die Schaltung (KS) und (SZ).

· Negativer Differenzimpuls Die Synchronisation startet die Triggerimpulsformungsschaltung (SFZD) des Entfernungsmessers, der Entfernungsmesser-Triggerimpuls synchronisiert den Zeitmodulator (TM) und wird auch über die Verzögerungsleitung (LZ) der Triggerimpulsformungsschaltung des SFZP-Senders zugeführt. In der Entfernungsmesserschaltung (VM) werden entlang der Vorderseite des Entfernungsmesser-Triggerimpulses negative Impulse der Empfangszeitbegrenzung f = 1 kHz und T = 250 µs gebildet. Sie werden an die MPS-2-Einheit am ZBG rückgekoppelt, um eine Triggerung des ZBG vom Zielimpuls auszuschließen, zusätzlich wird die AGC-Strobe-Pulsformungsschaltung (SFCI) durch die fallende Flanke des Empfangszeitbegrenzungsimpulses getriggert , und der AGC-Strobe-Impuls – die Mani(SFM). Diese Impulse werden der HF-Einheit zugeführt.

Die Fehlersignale vom Ausgang der Einheit (CO) des Synchronisierers werden den Winkelnachführungseinheiten (US , US ) des Antennensteuersystems zu den Fehlersignalverstärkern (USO und USO) zugeführt. Vom Ausgang der Fehlersignalverstärker werden die Fehlersignale den Paraphase-Verstärkern (PFCs) zugeführt, von deren Ausgängen die gegenphasigen Fehlersignale den Eingängen des Phasendetektors - (PD 1) zugeführt werden. Die Phasendetektoren werden auch mit Referenzspannungen von den Ausgängen des PD 2 der Referenzspannungs-Multivibratoren (MVON) gespeist, an deren Eingängen Referenzspannungen vom UV-2-Knoten (Kanal φ) oder dem KP-2-Knoten geliefert werden (Kanal ξ) des Synchronisierers. Von den Ausgängen der Phasendetektoren der Signalspannungen werden Fehler den Kontakten des Fangvorbereitungsrelais (RPZ) zugeführt. Der weitere Betrieb des Gerätes hängt von der Funktionsweise der Antennensteuerung ab.

5. REICHWEITE

Der Entfernungsmesser RLGS 5G11 verwendet eine elektrische Entfernungsmessschaltung mit zwei Integratoren. Mit diesem Schema können Sie eine hohe Erfassungs- und Verfolgungsgeschwindigkeit des Ziels erreichen sowie die Entfernung zum Ziel und die Konvergenzgeschwindigkeit in Form einer konstanten Spannung angeben. Das System mit zwei Integratoren merkt sich bei kurzfristigem Zielverlust die letzte Rendezvous-Geschwindigkeit.

Der Betrieb des Entfernungsmessers kann wie folgt beschrieben werden. Im Zeitdiskriminator (TD) wird die Zeitverzögerung des vom Ziel reflektierten Pulses mit der Zeitverzögerung der Verfolgungspulse ("Gate") verglichen, die von einem elektrischen Zeitmodulator (BM) erzeugt werden, der eine lineare Verzögerungsschaltung enthält. Die Schaltung stellt automatisch die Gleichheit zwischen der Gateverzögerung und der Zielimpulsverzögerung sicher. Da die Verzögerung des Zielimpulses proportional zum Abstand zum Ziel und die Verzögerung des Tors proportional zur Spannung am Ausgang des zweiten Integrators ist, ist bei einem linearen Zusammenhang zwischen der Verzögerung des Tors und dieser Spannung, letztere ist proportional zur Entfernung zum Ziel.

Der Zeitmodulator (VM) erzeugt zusätzlich zu den „Tor“-Impulsen einen Impuls zur Begrenzung der Empfangszeit und einen Bereichswahlimpuls, der sich je nachdem ob sich die Radarstation im Such- oder Zielerfassungsmodus befindet, in seiner Dauer ändert . Im Modus "Suchen" ist T = 100 µs und im Modus "Erfassen" T = 1,5 µs.

6. ANTENNENSTEUERUNGSSYSTEM

Entsprechend den vom SMS ausgeführten Aufgaben kann dieses bedingt in drei separate Systeme unterteilt werden, von denen jedes eine genau definierte funktionale Aufgabe erfüllt.

1. Steuersystem für den Antennenkopf. Es enthält:

UGA-Knoten

· Das Schema der Speicherung auf dem Kanal "ξ" im ZP-Knoten

· Antrieb - ein Elektromotor des Typs SD-10a, der von einem Elektromaschinenverstärker des Typs UDM-3A gesteuert wird.

2. Such- und Kreiselstabilisierungssystem. Es enthält:

PGS-Knoten

Endstufen von US-Knoten

· Das Schema der Speicherung auf dem Kanal "φ" im RF-Knoten

· Antrieb über elektromagnetische Kolbenkupplungen mit einem Winkelgeschwindigkeitssensor (DUSos) im Rückführkreis und der ZP-Einheit.

3. Zielwinkel-Tracking-System. Es enthält:

Knoten: US φ, US ξ, A3

Eine Schaltung zum Extrahieren eines Fehlersignals in der CO-Einheit des Synchronisierers

· Antrieb auf elektromagnetischen Pulverkupplungen mit DUSom in Feedback- und ZP-Einheit.

Es ist ratsam, die Arbeit der SUA der Reihe nach in der Reihenfolge der Rakete zu betrachten, die die folgenden Entwicklungen durchführt:

1. "abheben",

2. „Führung“ durch Befehle vom Boden aus

3. „Zielsuche“

4. "Vorabaufnahme"

5. „Endübernahme“

6. "automatische Verfolgung eines gesperrten Ziels"

Mit Hilfe eines speziellen kinematischen Diagramms der Einheit wird das notwendige Bewegungsgesetz des Antennenspiegels und damit die Verschiebung der Richtcharakteristik in Azimut (Achse φ) und Neigung (Achse ξ) (puc.8.4 ).

Die Bewegungsbahn des Antennenspiegels hängt von der Betriebsart des Systems ab. Im Modus "begleiten" der Spiegel kann nur einfache Bewegungen entlang der φ-Achse - in einem Winkel von 30 ° und entlang der ξ-Achse - in einem Winkel von 20 ° ausführen. Beim Betrieb im "Suche", der Spiegel führt eine Sinusschwingung um die φ-Achse (aus dem φ-Achsen-Antrieb) mit einer Frequenz von 0,5 Hz und einer Amplitude von ± 4° und eine Sinusschwingung um die ξ-Achse (aus dem Nockenprofil) mit einer Frequenz von f = . aus 3 Hz und einer Amplitude von ± 4 °.

Somit wird die Betrachtung der Zone 16 "x16" bereitgestellt. der Abweichungswinkel der Richtcharakteristik beträgt das 2-fache des Drehwinkels des Antennenspiegels.

Zusätzlich wird der abgetastete Bereich entlang der Achsen (Antriebe der entsprechenden Achsen) durch Befehle vom Boden bewegt.

7. RISE-MODUS

Beim Abheben der Rakete sollte sich der Radarantennenspiegel in der Nullstellung "oben links" befinden, die vom ASO-System bereitgestellt wird (entlang der φ-Achse und entlang der ξ-Achse).

8. HOVER-MODUS

Im Führungsmodus wird die Position des Antennenstrahls (ξ = 0 und φ = 0) im Raum mit Hilfe von Steuerspannungen eingestellt, die von den Potentiometern und der Kreiselstabilisierungseinheit der Suchzone (GS) entfernt werden und werden jeweils in die Kanäle der PGS-Einheit eingefügt.

Nach dem Start der Rakete in den Horizontalflug wird über die Bordkommandostation (SPK) ein einmaliger "Führungsbefehl" an das RLGS gesendet. Bei diesem Befehl hält der PGS-Knoten den Antennenstrahl in einer horizontalen Position und dreht ihn im Azimut in die durch die Befehle vom Boden vorgegebene Richtung, "Drehen der Zone entlang" φ ".

Das CAA-System hält in diesem Modus den Antennenkopf in der Nullposition relativ zur "ξ"-Achse.

9. SUCHMODUS.

Wenn sich die Rakete dem Ziel auf eine Entfernung von ungefähr 20-40 km nähert, wird ein einzelner „Suchbefehl“ über das SPK an die Station gesendet. Dieser Befehl wird an das Gerät (UGA) gesendet, während das Gerät in den Modus eines Hochgeschwindigkeits-Tracking-Systems geschaltet wird. In diesem Modus wird die Summe eines festen Signals mit einer Frequenz von 400 Hz (36V) und einer schnellen Rückkopplungsspannung vom Stromgenerator TG-5A dem Eingang des AC-Verstärkers (AC) des Geräts (ACA ). In diesem Fall beginnt sich die Welle des SD-10A-Ausführungsmotors mit festen Umdrehungen zu drehen und lässt den Antennenspiegel durch den Nockenmechanismus relativ zur Stange (dh relativ zur "ξ"-Achse) mit einer Frequenz von 3 . schwingen Hz und einer Amplitude von ± 4°. Gleichzeitig dreht der Motor einen sinusförmigen Potentiometer - Sensor (SPD), der eine "Lade"-Spannung mit einer Frequenz von 0,5 Hz an den Azimutkanal des PGS-Systems liefert. Diese Spannung wird dem Summierverstärker (CS) des Knotens (CS φ) und dann dem Antennenantrieb entlang der Achse zugeführt. Dadurch beginnt der Antennenspiegel im Azimut mit einer Frequenz von 0,5 Hz und einer Amplitude von ± 4° zu schwingen.

Synchrones Schwenken des Antennenspiegels durch die UGA- und PGS-Systeme, jeweils in Elevation und Azimut, erzeugt eine Suchbewegung des Strahls, wie in Abb. 3.4.

Im Modus "Suchen" werden die Ausgänge der Phasendetektoren der Knoten (US - φ und US - ξ) durch die Kontakte des stromlosen Relais (RPZ) vom Eingang der Summierverstärker (SU) getrennt.

Im "Suchmodus" werden die Arbeitsspannung "φ n" und die Spannung aus dem Kreisel-Azimut "φ g" über den Kanal "φ" dem Eingang des Knotens (ZP) zugeführt und die Verarbeitungsspannung "ξ p" über den Kanal "ξ".

10. MODUS "VORBEREITUNG DER ERFASSUNG".

Um die Überprüfungszeit zu verkürzen, erfolgt die Zielsuche im Radar mit schnelle Geschwindigkeit... In dieser Hinsicht verwendet die Station ein zweistufiges Zielerfassungssystem, bei dem die Position des Ziels während der ersten Erfassung gespeichert wird, mit der anschließenden Rückkehr der Antenne in die gespeicherte Position und der sekundären endgültigen Verriegelung des Ziels, wonach es Auto-Tracking folgt. Sowohl die vorläufige als auch die endgültige Zielerfassung erfolgt nach dem A3-Knotenschema.

Wenn ein Ziel in der Stationssuchzone erscheint, beginnen Videoimpulse des "direkten Ziels" von der asynchronen Rauschschutzschaltung des Knotens (SI) des Synchronisierers durch den Fehlersignalverstärker (USO) des Knotens (AZ) zu fließen. zu den Detektoren (D-1 und D-2) des Knotens (A3). Erreicht der Flugkörper eine Reichweite, bei der das Signal-Rausch-Verhältnis zum Auslösen der Capture-Preparation-Relay-Kaskade (CRPZ) ausreicht, löst diese in den Knoten (US φ und US ξ) das Capture-Preparation-Relay (RPZ) aus. In diesem Fall kann die automatische Erfassung (A3) nicht ausgelöst werden, weil sie wird durch die Spannung von der Schaltung (APS) entriegelt, die nur 0,3 Sekunden nach dem Auslösen (APS) zugeführt wird (0,3 Sekunden ist die Zeit, die die Antenne benötigt, um an den Punkt zurückzukehren, an dem das Ziel ursprünglich erkannt wurde).

Gleichzeitig mit dem Betrieb des Relais (RPZ):

· Eingangssignale „ξ p“ und „φ n“ werden vom Speicher (ZP) getrennt

Spannungen, die die Suche steuern, werden von den Eingängen der Knoten (PGS) und (UGA) entfernt

· Der Speicherknoten (ZP) beginnt mit der Ausgabe der gespeicherten Signale an die Eingänge der Knoten (PGS) und (UGA).

Um den Fehler der Speicher- und Kzu kompensieren, wird gleichzeitig mit den gespeicherten Spannungen vom Knoten (ZP) die Pendelspannung (f = 1,5 Hz) an die Eingänge der Knoten (PGS) und (UGA) angelegt, da a Dadurch schwingt der Strahl mit einer Frequenz von 1,5 Hz und einer Amplitude von ± 3°, wenn die Antenne zum gespeicherten Punkt zurückkehrt.

Durch die Ansteuerung des Relais (RPZ) in den Kanälen der Knoten (US) und (US) werden die Ausgänge der Knoten (US) über die Kanäle "φ" und mit dem Eingang der Antennenantriebe verbunden "ξ" gleichzeitig mit den Signalen vom PGM, wodurch auch die Antriebe angesteuert werden, ein Fehlersignal des Winkelnachführungssystems. Wenn das Ziel erneut auf das Richtdiagramm der Antenne trifft, zieht das Verfolgungssystem die Antenne daher in die Zone mit gleichem Signal zurück, wodurch es einfacher wird, zum gespeicherten Punkt zurückzukehren, wodurch die Zuverlässigkeit der Verriegelung erhöht wird.

11. „AUFNAHME“-MODUS

Nach 0,4 Sekunden nach Auslösen des Griffvorbereitungsrelais wird die Blockierung aufgehoben. Infolgedessen wird beim erneuten Auftreffen des Ziels auf die Antennenrichtcharakteristik die Capture-Relais-Kaskade (CRZ) ausgelöst, die Folgendes bewirkt:

· Auslösen des Capture-Relais (RZ) in den Knoten (US "φ" und US "ξ") zur Abschaltung der vom Knoten kommenden Signale (PGS). Die Antennensteuerung wechselt in den automatischen Zielverfolgungsmodus

· Ansteuerung des Relais (RZ) im UGA-Knoten. In letzterem wird das vom Knoten (ZP) kommende Signal abgeklemmt und das Potential "Masse" verbunden. Unter dem Einfluss des erscheinenden Signals bringt das UGA-System den Antennenspiegel entlang der "ξ p"-Achse in die Nullposition zurück. In diesem Fall wird als Ergebnis der Entfernung der Gleichsignalzone der Antenne vom Ziel das Fehlersignal vom COURT-System gemäß den Hauptantrieben "φ" und "ξ" verarbeitet. Um eine Unterbrechung der Spurverfolgung zu vermeiden, wird die Rückkehr der Antenne auf Null entlang der "ξp"-Achse mit einer reduzierten Geschwindigkeit durchgeführt. Wenn der Antennenspiegel die Nullposition entlang der "ξ p"-Achse erreicht. das Spiegelfixierungssystem wird ausgelöst.

12. MODUS „AUTOMATISCHE UNTERSTÜTZUNG DES ZIELS“

Vom Ausgang der CO-Einheit der Videoverstärkerschaltungen (VUZ und VU4), getrennt entlang der Achsen "φ" und "ξ", wird das Fehlersignal mit einer Frequenz von 62,5 Hz über die US "φ" und US " ξ"-Knoten zu den Phasendetektoren. Die Phasendetektoren werden auch mit der Referenzspannung "φ" und "ξ" gespeist, die von der Referenzspannungs-Triggerschaltung (TON "φ") des KP-2-Knotens und der Schaltimpulsformerschaltung (SFIKM "P") der UV-2-Knoten. Von den Phasendetektoren werden die Fehlersignale den Verstärkern (CS "φ" und CS "ξ") und dann den Antennenantrieben zugeführt. Unter dem Einfluss des empfangenen Signals dreht der Antrieb den Antennenspiegel in Richtung der Verringerung des Fehlersignals, wodurch das Ziel verfolgt wird.

Die Abbildung befindet sich am Ende des gesamten Textes. Das Diagramm ist in drei Teile gegliedert. Übergänge von Schlussfolgerungen von einem Teil zum anderen sind durch Zahlen gekennzeichnet.

Automatische Geräte, die auf Trägern von Sprengköpfen (NBZ) installiert sind - Raketen, Torpedos, Bomben usw., um einen direkten Treffer in ein Angriffsobjekt oder ein Rendezvous in einer Entfernung von weniger als dem Zerstörungsradius der Ladungen zu gewährleisten. Zielsuchköpfe nehmen die vom Ziel emittierte oder reflektierte Energie wahr, bestimmen die Position und Art der Bewegung des Ziels und erzeugen die entsprechenden Signale, um die Bewegung des NBZ zu steuern. Nach dem Wirkprinzip werden Zielsuchköpfe unterteilt in passiv (die vom Ziel emittierte Energie wahrnehmen), semiaktiv (die vom Ziel reflektierte Energie wahrnehmen, die Schnittquelle befindet sich außerhalb des Zielkopfes) und aktiv (wahrnehmen die vom Ziel reflektierte Energie, die Quelle des Schnitts befindet sich im zielführenden Kopf selbst); nach der Art der wahrgenommenen Energie - für Radar, optisch (Infrarot oder thermisch, Laser, Fernsehen), akustisch usw.; durch die Art des wahrgenommenen Energiesignals - in gepulst, kontinuierlich, quasi-kontinuierlich usw.
Die Hauptknoten des Suchers sind Koordinator und elektronisches Rechengerät. Der Koordinator ermöglicht die Suche, Erfassung und Verfolgung des Ziels in Winkelkoordinaten, Entfernung, Geschwindigkeit und spektralen Eigenschaften der wahrgenommenen Energie. Die elektronische Recheneinrichtung verarbeitet die vom Koordinator erhaltenen Informationen und erzeugt je nach gewähltem Leitverfahren Steuersignale für den Koordinator und die Bewegung der NBZ, wodurch eine automatische Verfolgung des Ziels und die Führung der NBZ an diesem gewährleistet wird. In den Koordinatoren der passiven Zielsuchköpfe sind Empfänger der vom Ziel emittierten Energie installiert (Fotowiderstände, Fernsehröhren, Hornantennen usw.); Die Zielauswahl erfolgt in der Regel anhand von Winkelkoordinaten und dem Spektrum der von ihnen emittierten Energie. In den Koordinatoren der semiaktiven Zielsuchköpfe ist ein Empfänger der vom Ziel reflektierten Energie installiert; Die Zielauswahl kann durch Winkelkoordinaten, Entfernung, Geschwindigkeit und Eigenschaften des empfangenen Signals erfolgen, was den Informationsgehalt und die Störfestigkeit des Suchers erhöht. In den Koordinatoren von aktiven Zielsuchköpfen sind ein Energiesender und ein Empfänger eingebaut, die Zielauswahl kann analog zum vorherigen Fall erfolgen; Aktive Referenzierköpfe sind vollautonome Automaten. Passive Zielsuchköpfe gelten als die gerätetechnisch einfachsten, aktive als die komplexesten. Um den Informationsgehalt und die Störfestigkeit zu erhöhen, können kombinierte Referenzierköpfe, bei dem verschiedene Kombinationen von Funktionsprinzipien, Arten der wahrgenommenen Energie, Modulation und Signalverarbeitungsverfahren verwendet werden. Ein Indikator für die Störfestigkeit der Zielsuchköpfe ist die Wahrscheinlichkeit, ein Ziel unter Störbedingungen zu erfassen und zu verfolgen.
Lit.: Lazarev L.P. Zielführung und Führung von Infrarot- und Lichtgeräten Flugzeug... Hrsg. 2. M., 1970; Design von Raketen- und Laufsystemen. M., 1974.
VC. Baklitsky.

Und andere), um einen direkten Treffer auf das Angriffsziel oder Rendezvous in einer Entfernung von weniger als dem Zerstörungsradius des Gefechtskopfes der Waffe (LP) zu gewährleisten, dh um eine hohe Zielgenauigkeit zu gewährleisten. GOS ist ein Element des Homing-Systems.

Ein mit einem Sucher ausgerüsteter LP kann im Gegensatz zu befehlsgesteuerten Flugkörpern ein vom Träger "beleuchtetes" oder von ihm selbst "beleuchtetes" Ziel, ein emittierendes oder kontrastierendes Ziel "sehen" und selbständig anvisieren.

Arten von GOS

• RGS (RGSN) - Radarsucher:
  • ARGSN - Aktivradar, hat ein vollwertiges Radar an Bord, kann Ziele selbstständig erkennen und anvisieren. Es wird in Luft-Luft-, Boden-Luft- und Anti-Schiffs-Raketen verwendet;
  • PARGSN - semi-aktives RGS, fängt das vom Ziel reflektierte Tracking-Radarsignal ein. Es wird in Luft-Luft- und Boden-Luft-Raketen verwendet;
  • Passives RGSN - zielt auf die Zielstrahlung ab. Es wird in Anti-Radar-Raketen sowie in Raketen verwendet, die auf eine aktive Störquelle gerichtet sind.
• TGS (IKGSN) - thermischer Infrarotsucher. Es wird in Luft-Luft-, Boden-Luft- und Luft-Boden-Raketen verwendet.
• TV-GOS - TV-GOS. Es wird in Luft-Boden-Raketen und einigen Boden-Luft-Raketen verwendet.
• Lasersucher. Es wird in Luft-Boden-Raketen, Boden-Boden-Raketen und Luftbomben verwendet.

GOS-Entwickler und -Hersteller

V Russische Föderation Die Produktion von Suchköpfen verschiedener Klassen konzentriert sich auf eine Reihe von Unternehmen des militärisch-industriellen Komplexes. Im Kernkraftwerk FSUE Istok (Fryazino, Region Moskau) werden insbesondere aktive Zielsuchköpfe für Kurz- und Mittelstrecken-Luft-Luft-Raketen in Serie produziert.

Literatur

• Militärenzyklopädisches Wörterbuch / Zurück. CH. Hrsg. Kommission: S. F. Akhromeev. - 2. Aufl. - Moskau: Military Publishing, 1986 .-- 863 p. - 150.000 Exemplare - ISBN, 68я2, В63
• Kurkotkin V.I., Sterligov V.L. Zielsuchraketen. - Moskau: Military Publishing, 1963 .-- 92 S. - (Raketentechnologie). - 20.000 Exemplare. - ISBN 6 T5.2, K93

Links

• Oberst R. Shcherbinin Suche nach Köpfen vielversprechender ausländischer Lenkflugkörper und Fliegerbomben // Ausländische Militärrezension... - 2009. - Nr. 4. - S. 64-68. - ISSN 0134-921X.

Notizen (Bearbeiten)

Wikimedia-Stiftung. 2010.

Sehen Sie, was "Sucher" in anderen Wörterbüchern ist:

Eine Vorrichtung auf geführten Trägern von Sprengköpfen (Raketen, Torpedos usw.), um einen direkten Treffer in ein Angriffsobjekt oder eine Annäherung in einer Entfernung von weniger als dem Zerstörungsradius der Ladungen zu gewährleisten. Der Zielsuchkopf nimmt die abgegebene Energie wahr ... ... Meeresvokabular

Ein automatisches Gerät, das in Lenkflugkörpern, Torpedos, Bomben usw. installiert ist, um eine hohe Zielgenauigkeit zu gewährleisten. Nach der Art der wahrgenommenen Energie werden sie in Radar, optische, akustische usw. Großes enzyklopädisches Wörterbuch

- (GOS) ein automatisches Messgerät, das auf Zielsuchraketen installiert ist und das Ziel vor dem umgebenden Hintergrund hervorhebt und die Parameter der Relativbewegung der Rakete und des Ziels misst, die zur Bildung von Befehlen verwendet werden ... ... Enzyklopädie der Technologie

Ein automatisches Gerät, das in Lenkflugkörpern, Torpedos, Bomben usw. installiert ist, um eine hohe Zielgenauigkeit zu gewährleisten. Nach der Art der wahrgenommenen Energie werden sie in Radar, optische, akustische usw. unterteilt. * * * KOPF ... ... enzyklopädisches Wörterbuch

Sucher- nusitaikymo galvutė statusas T sritis radioelektronika atitikmenys: angl. Zielsuchkopf; Sucher vok. Zielsuchkopf, fr. Sucher, f pran. tête autochercheuse, f; tête autodirectrice, f; tête d autoguidage, f ... Radioelektronikos termin žodynas

Sucher- nusitaikančioji galvutė statusas T sritis Gynyba apibrėžtis Automatinis prietaisas, įrengtas valdomojoje naikinimo priemonėje (raketoje, torpedoje, bomboje, sviedinyje ir pan.), jai tiksliai Pagrindiniai ... ... Artilerijos terminų žodynas

Ein Gerät, das sich auf einem selbstgelenkten Projektil (Flugabwehrrakete, Torpedo usw.) befindet, das das Ziel überwacht und Befehle zum automatischen Zielen des Projektils generiert. G. s. kann den Flug eines Projektils entlang seiner gesamten Flugbahn steuern ... ... Große sowjetische Enzyklopädie

Sucher Enzyklopädie "Luftfahrt"

Sucher- Blockschaltbild eines Radarsuchkopfes. Homing Head (GOS) - ein automatisches Messgerät, das auf Zielsuchraketen installiert ist und das Ziel vor dem umgebenden Hintergrund hervorhebt und ... Enzyklopädie "Luftfahrt"

Automatisch ein Gerät, das auf einem Träger eines Sprengkopfes (Rakete, Torpedo, Bombe usw.) installiert ist, um eine hohe Zielgenauigkeit zu gewährleisten. G. s. nimmt die vom Ziel empfangene oder reflektierte Energie wahr, bestimmt Position und Charakter ... ... Großes enzyklopädisches Polytechnisches Wörterbuch

MOSKAUER LUFTFAHRTINSTITUT

(STAATLICHE TECHNISCHE UNIVERSITÄT)

Gesteuerte Luft-Boden-Rakete

Erfunden:

Buzinov D.

Vankov K.

Kuschelev I.

Levin K.

Sichkar M.

Sokolow Y.

Moskau. 2009 r.

Einführung.

Die Rakete ist nach der normalen aerodynamischen Konfiguration mit X-förmigen Flügeln und Heck gefertigt. Der Raketenkörper ist aus Aluminiumlegierungen ohne technologische Anschlüsse geschweißt.

Das Kraftwerk besteht aus einem Erhaltungs-Turbojet-Triebwerk und einem startenden Festtreibstoff-Booster (fehlt bei flugzeugbasierten Raketen). Der Lufteinlass des Hauptmotors befindet sich an der Unterseite des Rumpfes.

Das Steuerungssystem ist kombiniert, es umfasst ein Trägheitssystem und einen aktiven Radarsuchkopf ARGS-35 für den letzten Abschnitt, der unter Funkabwehrmaßnahmen operieren kann. Um eine schnelle Erkennung und Zielerfassung zu gewährleisten, verfügt die Sucherantenne über einen großen Drehwinkel (45° in beide Richtungen). Der Sucher ist mit einer funktransparenten Glasfaserverkleidung verschlossen.

Der durchdringende hochexplosive Brandsprengkopf der Rakete kann Überwasserschiffe mit einer Verdrängung von bis zu 5000 Tonnen zuverlässig treffen.

Die Kampfkraft der Rakete wird durch das Fliegen in extrem niedrigen Flughöhen (5-10 m, je nach Wellenhöhe) erhöht, was ihr Abfangen durch Raketenabwehrsysteme von Schiffen erheblich erschwert, und dadurch, dass die Rakete ohne die Trägerrakete, die in die Luftverteidigungszone der angegriffenen Schiffe eindringt.

Technische Eigenschaften.

Raketenmodifikationen:

Reis. 1. Rakete 3M24 "Uranus".

3M24 "Uran" - eine schiffsgestützte und landgestützte Rakete, die von Raketenbooten mit dem "Uran-E" -Komplex und der Küste verwendet wird Raketensysteme"Kugel-E"

Reis. 2. Raketen-ITs-35.

ITs-35 - Ziel (Zielsimulator). Unterscheidet sich in Abwesenheit von Sprengköpfen und Suchern.

Reis. 3. Rakete Kh-35V.

X-35V - Hubschrauber. Es verfügt über einen verkürzten Startbooster. Es wird bei Hubschraubern Ka-27, Ka-28, Ka-32A7 verwendet.

Reis. 4. Rakete Kh-35U.

Kh-35U - Flugkörper (Flugzeug). Unterscheidet sich in Abwesenheit eines Startboosters, es wird von den Auswurfwerfern AKU-58, AKU-58M oder APU-78 auf der MiG-29K und Su-27K verwendet

Reis. 5. Rakete Kh-35E.

Kh-35E - Export.

Raketengleiter.

2.1. Allgemeine Information.

Der Raketengleiter hat die folgenden Hauptstrukturelemente: Körper, Flügel, Seitenruder und Stabilisatoren. (Abb. 6).

Der Körper dient zur Unterbringung des Kraftwerks, der Ausrüstung und der Systeme, die den autonomen Flug der Rakete, das Zielen und den Treffer gewährleisten. Es hat eine Monocoque-Struktur, bestehend aus tragendem Gehäuse und Rahmen, und besteht aus separaten Fächern, die hauptsächlich durch Flanschverbindungen montiert werden. Beim Andocken der Radiotransparentverkleidung an die Karosserie von Abteil 1 und den Anlasser (Abteil 6) mit angrenzenden Abteilen 5 und 7 werden Keilverbindungen verwendet.

Abb. 6. Generelle Form.

Der Flügel ist die aerodynamische Hauptfläche der Rakete, die Auftrieb erzeugt. Der Flügel besteht aus einem festen Teil und Faltmodulen. Die Klappkonsole ist nach einem Einholmschema mit Haut und Rippen gefertigt.

Ruder und Stabilisatoren sorgen für Kontrollierbarkeit und Stabilität bei der Längs- und Querbewegung der Rakete; wie die Flügel haben sie klappbare Konsolen.

2.2. Karosseriedesign

Der Korpus des Abteils 1 (Fig. 7) ist eine Rahmenkonstruktion, bestehend aus Kraftrahmen 1,3 und Haut 2, die durch Schweißen verbunden sind.

Abb. 7. Fach 1.

1.Frontrahmen; 2. Ummantelung; 3. Heckrahmen

Der Körper von Abteil 2 (Fig. 8) ist eine Rahmenstruktur; bestehend aus Spanten 1,3,5,7 und Beplattung 4. Zur Installation des Gefechtskopfes ist eine Luke vorgesehen, die mit Halterungen 6 und Spanten 3.5 verstärkt ist. Die Klappe mit Einfassung 2 dient zur Befestigung des bordseitigen Abreißverbinderblocks. Im Inneren des Fachs befinden sich Halterungen zur Aufnahme von Ausrüstung und Kabelsträngen.

Abb. 8. Fach 2

1. Vorderrahmen; 2. Kanten; 3. Rahmen; 4. Ummantelung;

5. Rahmen; 6. Halterung; 7. Heckrahmen

Der Körper von Abteil 3 (Fig. 9) ist eine geschweißte Rahmenkonstruktion aus Rahmen 1,3,8,9,13,15,18 und Häuten 4,11,16. Die Komponenten des Fachkörpers sind der Rahmen des Hardwareteils 28, der Kraftstofftank 12 und die Lufteinlassvorrichtung (VCU) 27. An den Rahmen 1,3 und 13,15 sind die Bügel 2,14 angebracht. Am Rahmen 9 befindet sich eine Rigging-Einheit (Buchse) 10.

Am Rahmen 8 sind Landeflächen und Befestigungspunkte für die Tragflächen vorgesehen. Zur Aufnahme der Ausrüstung sind Halterungen 25,26 vorhanden. Der Zugang zur elektrischen Ausrüstung und dem pneumatischen System erfolgt durch Luken, die mit Abdeckungen 5,6,7,17 ​​bedeckt sind. Zur Befestigung der Verkleidung an der Karosserie werden die Profile 23 verschweißt, an den Konsolen 21, 22 ist ein Pneumatikblock montiert. Halterung 20 und Abdeckung 24 sind so ausgelegt, dass sie Kraftstoffsystemeinheiten aufnehmen. Ring 19 ist notwendig, um ein hermetisches Andocken des Lufteinlasskanals an die Hauptmaschine zu gewährleisten.

Abb. 9. Fach 3.

1. Rahmen; 2. Joch; 3. Rahmen; 4. Ummantelung; 5. Abdeckung;

6. Abdeckung; 7. Abdeckung; 8. Rahmen; 9. Rahmen; 10. Buchse;

11. Ummantelung; 12. Kraftstofftank; 13. Rahmen; 14. Joch;

15. Rahmen; 16. Ummantelung; 17. Abdeckung; 18. Rahmen; 19. Klingeln; 20. Halterung; 21. Klammer ;; 22. Halterung; 23. Profil;

24. Abdeckung; 25. Halterung; 26. Halterung; 27. OVC;

28. Hardware-Teil des Fachs

Der Körper von Abteil 4 (Fig. 10) ist eine geschweißte Rahmenkonstruktion bestehend aus Rahmen 1,5,9 und Häuten 2,6. In den Rahmen 1 und 5 sind Sitzflächen und Löcher zum Einbau des Motors vorhanden.

Abb. 10. Fach 4.

1. Rahmen; 2. Ummantelung; 3. Kanten; 4. Abdeckung;

5. Rahmen; 6. Ummantelung; 7. Kanten; 8. Abdeckung;

9. Rahmen; 10. Halterung; 11. Halterung.

Zur Befestigung der Ruder im Rahmen 5 sind Landepads und Löcher angebracht. Halterungen 10.11 sind für die Aufnahme von Geräten ausgelegt. Der Zugang zu den im Inneren des Fachs installierten Geräten erfolgt durch Luken mit 3,7 Kanten, verschlossen mit 4,8 Deckeln.

Der Körper des Abteils 5 (Fig. 11) ist eine geschweißte Rahmenkonstruktion aus Kraftrahmen 1,3 und Haut 2.

Zum Anschließen des Steckers des Anlasserkabelbaums ist eine mit Einfassung 4 verstärkte Luke vorgesehen, die mit einer Abdeckung 5 verschlossen wird. Für den Einbau von 4 pneumatischen Ventilen werden Löcher in die Karosserie gebohrt.

Reis. 11. Fach 5.

1. Rahmen. 2. Ummantelung. 3. Rahmen. 4. Kanten. 5. Abdeckung.

Der Anlasser befindet sich im Gehäuse von Fach 6 (Abb. 12). Das Fachgehäuse ist auch das Motorgehäuse. Der Körper ist eine Schweißkonstruktion aus einem zylindrischen Mantel 4, Clipsen vorne 3 und hinten 5, Boden 2 und Hals 1.

Abb. 12. Fach 6.

1. Hals; 2. Unten; 3. Vorderer Clip; 4. Schale;

5. Hinterer Clip

Fach 7 (Abb. 13) ist ein Lastring mit Sitzen für Stabilisatoren und einem Joch. Das Fach wird hinten mit einem Deckel verschlossen. Im unteren Teil des Faches ist eine Öffnung angebracht, die als Ladeeinheit dient.

Reis. 13. Fach 7.

Notiz. Die Kammern 5, 6 und 7 sind nur bei Raketen verfügbar, die in Raketenabwehrsystemen verwendet werden.

2.3. Flügel.

Der Flügel (Abb. 14) besteht aus einem Festteil und einem Drehteil 3, verbunden durch eine Achse 2. Das Festteil umfasst Karosserie 5, Front 1 und Aufgaben 6 Verkleidungen, die mit Schrauben 4 an der Karosserie befestigt sind. Die Karosserie beherbergt a pneumatischer Flügelfaltmechanismus. Im Drehteil befindet sich ein Mechanismus zum Arretieren des Flügels in der aufgeklappten Position.

Der Flügel wird auf folgende Weise entfaltet: Unter Einwirkung des durch die Bohrung 12 zugeführten Luftdrucks treibt der Kolben 7 mit der Öse 8 mittels der Kulisse 10 das Drehteil an. Die Verbindung ist mit der Öse und dem Drehteil des Flügels durch die Stifte 9 und 11 verbunden.

Die Flügel werden in ausgeklappter Position mit Stiften 14 arretiert, die unter der Wirkung der Federn 17 in den konischen Löchern der Buchsen 13 versenkt werden. Die Federwirkung wird durch die Stifte 15 übertragen, die die Stifte in den Hülsen sichern 16 vor dem Herausfallen.

Der Flügel wird durch Anheben der Stifte aus den Löchern der Buchsen entriegelt, indem die Seile 18 auf die Rolle 19 gewickelt werden, deren Enden in den Stiften befestigt sind. Die Walze dreht sich gegen den Uhrzeigersinn.

Der Flügel wird an der Rakete entlang der Oberfläche D und E und Loch B montiert. Um den Flügel an der Rakete zu befestigen, gibt es vier Löcher D für die Schrauben.

Abb. 14. Flügel

1. Frontverkleidung; 2. Achse; 3. Schwenkteil; 4. Schraube; 5. Fall; 6. Heckverkleidung; 7. Kolben; 8. Öse;

9. Stift; 10. Verbindung; 11. Stift; 12. Durchführung; 13. Buchse;

14. Stift; 15. Stift; 16. Ärmel; 17. Frühling; 18. Seil;

2.4. Lenkrad.

Das Ruder (Fig. 15) ist ein Mechanismus bestehend aus einem Blatt 4, beweglich mit dem Leitwerk 5 verbunden, das im Gehäuse 1 auf Lagern 8 eingebaut ist. Die Kraft auf das Ruder wird über den Hebel 6 mit einem Drehlager 7 übertragen Die Klinge ist eine genietete Konstruktion bestehend aus einem Gehäuse und Versteifungen. Die Hinterkante der Klinge ist geschweißt. Die Klinge ist mit dem Bügel 11 vernietet, der durch die Achse 10 beweglich mit dem Leitwerk verbunden ist.

Das Lenkrad wird wie folgt ausgeklappt. Unter der Wirkung des dem Gehäuse durch die Düse 2 zugeführten Luftdrucks treibt der Kolben 13 durch den Bügel 9 die Klinge an, die sich um 135 Grad um die Achse 10 dreht und in der ausgeklappten Position durch die Halterung 12 fixiert wird, die in die konische Aufnahme des Schaftes eingesetzt und von einer Feder in dieser Position gehalten.

Abb. 15. Lenkrad.

1. Fall; 2. Montage; 3. Stopper; 4. Klinge; 5. Schaft; 6. Hebel; 7. Lager; 8. Lager; 9. Ohrring; 10. Achse; 11. Halterung; 12. Halter; 13. Kolben

Das Lenkrad wird wie folgt gefaltet: Durch Loch B wird der Halter mit einem Spezialschlüssel aus dem konischen Loch entfernt und das Lenkrad wird gefaltet. In der eingeklappten Position wird das Lenkrad von einem federbelasteten Stopper 3 gehalten.

Zur Montage des Ruders an der Rakete sind im Körper vier Bohrungen B für Bolzen, Bohrung D und Nut D für Stifte, sowie Sitze mit Gewindebohrungen E zur Befestigung von Verkleidungen vorgesehen.

2.5. Stabilisator.

Der Stabilisator (Abb. 16) besteht aus Plattform 1, Sockel 11 und Konsole 6. Im Sockel befindet sich ein Loch für eine Achse, um die sich der Stabilisator dreht. Die Konsole ist eine genietete Konstruktion, die aus einem Gehäuse 10, einem Stringer 8 und einer Spitze 9 besteht. Die Konsole ist über einen Stift 5 mit der Basis verbunden.

Abb. 16. Stabilisator.

1. Plattform; 2. Achse; 3. Ohrring; 4. Frühling; 5. Stift; 6. Konsole;

7. Schleife; 8. Stringer; 9. Ende; 10. Ummantelung; 11. Stiftung

Die Stabilisatoren sind an der Rakete angelenkt und können in zwei Positionen ein- und ausgeklappt werden.

In der gefalteten Position befinden sich die Stabilisatoren entlang des Raketenkörpers und werden durch die Schlaufen 7 von den am Fach 5 installierten pneumatischen Rohrstangen gehalten. Um die Stabilisatoren aus der gefalteten Position in die offene Position zu bringen, gibt es eine Feder 4, der an einem Ende mit einem Ohrring 3, scharniert an der Plattform, und am anderen mit einem Stift 5 verbunden ist.

Wenn Druckluft aus dem pneumatischen System zugeführt wird, geben die pneumatischen Anschläge jeden Stabilisator frei und er wird unter der Wirkung einer gespannten Feder in die offene Position gebracht.

Power Point

3.1. Verbindung.

Als Triebwerk auf der Rakete werden zwei Triebwerke verwendet: ein Festbrennstoff-Starter (SD) und ein Sustainer-Bypass-Turbojet-Triebwerk (MD).

SD - Fach 6 der Rakete, ermöglicht den Start und die Beschleunigung der Rakete auf Reisegeschwindigkeit. Am Ende der Arbeiten werden die SD mit den Kammern 5 und 7 zurückgeschossen.

MD befindet sich in Abteil 4 und dient dazu, den autonomen Flug der Rakete zu gewährleisten und ihre Systeme mit Strom und Druckluft zu versorgen. Das Kraftwerk umfasst auch einen Lufteinlass und ein Kraftstoffsystem.

VCU - Tunneltyp, halb eingelassen mit flachen Wänden, befindet sich in Fach 3. VCU ist so konzipiert, dass der Luftstrom in die MD eintritt.

3.2. Motor starten.

Das Starttriebwerk ist zum Starten und Beschleunigen der Rakete auf der Anfangsebene der Flugbahn ausgelegt und ist ein Single-Mode-Festtreibstoff-Raketentriebwerk.

Technische Details

Länge, mm __________________________________________________ 550

Durchmesser, mm ________________________________________________ 420

Gewicht, kg ___________________________________________________ 103

Kraftstoffgewicht, kg ____________________________________________ 69 ± 2

Maximal zulässiger Druck im Brennraum, MPA ________ 11,5

Gasdurchfluss am Düsenaustritt, m / s ______________________ 2400

Gastemperatur am Düsenaustritt, K ______________________________ 2180

SD besteht aus einem Gehäuse mit Festtreibstoffladung (TRT) 15, Deckel 4, Düsenblock, Zünder 1 und Zündpille 3.

Das Andocken des SD an benachbarte Fächer erfolgt über Keile, für die an den Clips Flächen mit Ringnuten vorhanden sind. Zur korrekten Montage der LEDs sind an den Clips Längsnuten vorgesehen. An der Innenfläche des hinteren Käfigs befindet sich eine Ringnut für die Passfedern 21 zur Befestigung des Düsenblocks. Die Dübel werden durch die Fenster gesteckt, die dann mit Paniermehl 29 und Auflagen 30 verschlossen und mit Schrauben 31 befestigt werden.

Auf den Hals 8 ist die Mutter 9 aufgeschraubt; die Korrektheit des Einbaus wird durch den in den Hals eingepressten Stift 7 sichergestellt.

Auf der Innenseite der Gehäuseoberfläche ist eine Hitzeschutzbeschichtung 11 und 17 aufgebracht, an der Manschetten 13 und 18 angebracht sind, die die Spannung in der TPT-Ladung bei Temperaturänderungen reduzieren.

Abb. 17. Motor starten.

1. Zünder; 2. Stecker; 3. Pyrokartusche; 4. Abdeckung;

5. Hitzeschutzeinsatz; 6. O-Ring; 7. Stift;

8. Hals; 9. Mutter; 10. Unten; 11. Die Beschichtung ist hitzeabschirmend;

12. Film; 13. Vordere Manschette; 14. Vorderer Clip; 15. TRT-Gebühr; 16. Schale; 17. Hitzebeständige Beschichtung; 18. Rückenmanschette; 19. Rückenclip; 20. O-Ring; 21. Schlüssel; 22. Abdeckung; 23. Hitzeschutzscheibe; 24. Clip; 25. O-Ring; 26. Glocke; 27. Einfügen; 28. Membran;

29. Zwieback; 30. Abdeckung; 31. Schraube.

Die TRT-Ladung ist ein fest an den Manschetten befestigter Monoblock, der durch Eingießen der Kraftstoffmasse in den Körper hergestellt wird. Die Ladung hat einen Innenkanal mit drei unterschiedlichen Durchmessern, der eine annähernd konstante Verbrennungsoberfläche und damit einen nahezu konstanten Schub während der Kraftstoffverbrennung entlang des Kanals und des hinteren offenen Endes bietet. Zwischen dem vorderen Bündchen und der Hitzeschutzbeschichtung ist eine sie trennende Folie 12 gelegt.

Auf dem Deckel 4 befinden sich: ein Gewinde zur Befestigung des Zünders, eine Gewindebohrung für einen Zünder, eine Gewindebohrung zum Einbau eines Drucksensors in den Brennraum während der Prüfung, eine Ringnut für einen O-Ring 6, eine Längsnut für ein Stift 7. Im Betrieb ist die Bohrung für einen Drucksensor verschlossen Stopfen 2. An der Innenfläche des Deckels ist ein Hitzeschutzeinsatz 5 befestigt Der Düsenblock besteht aus einem Deckel 22, einem Joch 24, einer Glocke 26, einen Einsatz 27 und eine Membran 28.

An der Außenmantelfläche des Deckels befinden sich Ringnuten für O-Ring 20 und Passfedern 21, an der Innenmantelfläche befindet sich ein Gewinde zur Verbindung mit dem Käfig 24. Am Deckel ist innen eine Hitzeschutzscheibe 23 befestigt Der Käfig 24 hat ein Gewinde und eine Ringnut für den O-Ring 25.

Beim Anlegen einer Gleichspannung von 27 V an den Zünder beginnt die LED zu arbeiten Der Zünder wird ausgelöst und zündet den Zünder. Die Flamme des Zünders zündet die TPT-Ladung. Beim Verbrennen der Ladung entstehen Gase, die die Membran durchbrechen und mit hoher Geschwindigkeit die Düse verlassen und eine Reaktionskraft erzeugen. Unter der Wirkung des SD-Schubs beschleunigt die Rakete auf die Geschwindigkeit, mit der der MD in Betrieb geht.

3.3. Reisemotor

Das Turbojet-Bypass-Triebwerk ist ein kurzlebiges Single-Use-Triebwerk, das entwickelt wurde, um bei einem autonomen Raketenflug Strahlschub zu erzeugen und seine Systeme mit Strom und Druckluft zu versorgen.

Technische Details.

Anlaufzeit, s, nicht mehr:

Auf einer Höhe von 50m ________________________________________________ 6

3500m ________________________________________ 8

Das MD-Zweikreis-Turbojet-Triebwerk umfasst einen Verdichter, eine Brennkammer, eine Turbine, eine Düse, ein Märchen- und Entlüftungssystem, ein Start-, Kraftstoffversorgungs- und Regelsystem sowie eine elektrische Ausrüstung.

Der erste Kreislauf (Hochdruck) wird durch den Verdichterströmungsweg, das Brennkammerflammrohr und den Turbinenströmungsweg bis zum Düsenkörperaustritt gebildet.

Der zweite Kreislauf (Niederdruck) wird von außen durch das Mittelgehäuse und die Außenwand des MD und von innen durch den Strömungsteiler, das Brennkammergehäuse und das Düsengehäuse begrenzt.

Die Vermischung der Luftströme des ersten und zweiten Kreises erfolgt hinter der Düsenkörperabschaltung.

Abb. 18. Haupttriebwerk.

1. Öltank; 2. Lüftergehäuse; 3. Lüfter;

4. Richtapparat der 2. Stufe; 5. Turbinengenerator;

6. 2. Kreis; 7. Kompressor; 8. 1. Kreis; 9. Feuerlöscher; 10. Brennkammer; 11. Turbine; 12. Düse; 13. Gasgenerator.

Die MD wird mit einer Aufhängehalterung durch die Gewindelöcher in den vorderen und hinteren Aufhängungsgurten an der Rakete befestigt. Die Aufhängung ist ein Leistungselement, an dem sich die Einheiten und Sensoren des MD und die sie verbindende Kommunikation befinden. Im vorderen Teil der Halterung befinden sich Löcher zur Befestigung an der MD und Ösen zur Befestigung der MD an der Rakete.

An der Außenwand des MD befinden sich zwei Luken zum Einbau von Glühkerzen und ein Entlüftungsflansch an den Lenkantrieben. An der Karosserie befindet sich eine Entlüftungsarmatur zur Druckbeaufschlagung des Kraftstofftanks.

3.3.1. Kompressor.

Die MD ist mit einem einwelligen, axialen achtstufigen Verdichter 7 ausgestattet, bestehend aus einem zweistufigen Ventilator, einem Mittelgehäuse mit einer Einrichtung zur Aufteilung des Luftstroms in den ersten und zweiten Kreis und einem sechsstufigen Hoch- Druck Kompressor.

Im Ventilator 3 wird die Vorverdichtung der in den MD eintretenden Luft durchgeführt, und im Hochdruckverdichter wird nur der Primärkreislauf-Luftstrom auf den berechneten Wert verdichtet.

Der Lüfterrotor ist in Trommel-Scheiben-Bauweise ausgeführt. Die Scheiben der ersten und zweiten Stufe sind durch ein Distanzstück und radiale Stifte verbunden. Lüfterrotor und Verkleidung sind mit Schrauben und Muttern an der Welle befestigt. Die Drehmomentübertragung von der Welle auf den Lüfterrotor erfolgt über eine Keilwellenverbindung. Die Laufschaufeln der ersten und zweiten Stufe sind in Schwalbenschwanznuten eingebaut. Die Schaufeln werden durch eine Verkleidung, ein Distanzstück und einen Haltering gegen axiale Bewegungen gesichert. Auf der Lüfterwelle befindet sich ein Zahnrad, das den Pumpenblock-Reduzierer antreibt. Die Entlüftung des Verdichterölraums erfolgt durch den Hohlraum der MD-Getriebewellen.

Das Lüftergehäuse 2 ist mit eingelöteten Auslegerschaufeln der Richtvorrichtung der ersten Stufe verschweißt. Die Richtvorrichtung der zweiten Stufe ist als separate Einheit gefertigt und besteht aus zwei Ringen, in deren Nuten die Messer eingelötet sind.

Im oberen vorderen Teil des Gehäuses befindet sich ein Öltank 1. Das Lüftergehäuse wird zusammen mit dem Öltank mit Stiften am Flansch des mittleren Gehäuses befestigt.

Der mittlere Körper ist das Hauptkraftelement des MD. Im mittleren Gehäuse wird der aus dem Ventilator austretende Luftstrom entlang der Kreisläufe aufgeteilt.

Am Mittelkörper befestigt sind:

Aufhängebügel MD an der Rakete

Pumpenblock

Mittellagerdeckel (Kugellager)

Turbinengeneratorstator

Brennkammergehäuse.

An der Außenwand des mittleren Gehäuses sind ein Heizöl-Wärmetauscher, ein Ölfilter, ein Evakuierungsventil und ein P-102-Sensor zur Messung der Lufttemperatur hinter dem Lüfter angebracht. Die Wände der Karosserie sind durch vier Kraftstreben verbunden, in deren Inneren Kanäle für die Aufnahme von Kraftstoff, Öl und elektrischer Kommunikation vorhanden sind.

Im mittleren Gehäuse befindet sich das Gehäuse eines Hochdruckkompressors mit Richteinrichtungen von 3-7 Stufen. Das Hochdruckverdichtergehäuse verfügt über Öffnungen für ungeregelten Luftbypass vom ersten zum zweiten Kreislauf, was die Reserven an gasdynamischer Stabilität bei niedrigen und mittleren Drehzahlen des MD-Rotors erhöht.

Der Rotor des Hochdruckverdichters ist in Trommel-Scheiben-Bauweise, zweifach gelagert. Der Rotor des Hochdruckverdichters hat Keilwellenverbindungen mit der Fanwelle und der Turbinenwelle. Die Laufschaufeln werden in die ringförmigen T-förmigen Schlitze der Laufscheiben eingebaut.

3.3.2. Die Brennkammer.

In der Brennkammer wird die chemische Energie des Brennstoffs in Wärmeenergie umgewandelt und die Temperatur des Gasstroms steigt. Auf der MD ist eine Ringbrennkammer 10 installiert, die aus folgenden Haupteinheiten besteht:

Flammrohr

Hauptbrennstoffsammler

Zusätzlicher Kraftstoffverteiler

Zwei Glühkerzen mit elektrischen Zündern

Pyro-Kerzen.

Das Brennkammergehäuse ist in Löt-Schweißkonstruktion ausgeführt. In seinem vorderen Teil sind zwei Reihen von Richtschaufeln der achten Verdichterstufe angelötet. Außerdem sind Ölsystem-Kommutierungen mit der Karosserie verlötet. An der Außenwand des Gehäuses befinden sich vierzehn Flansche zum Anbringen der Hauptverteilerinjektoren, Flansche von zwei Glühkerzen, ein Anschlussstück zum Messen des Luftdrucks hinter dem Kompressor, ein Flansch zum Anbringen eines Adapters an einer Zündkerze.

Das Flammrohr ist eine ringförmige Schweißkonstruktion. An der Vorderwand sind 14 gegossene "Schnecken"-Wirbler angeschweißt. Der Hauptkraftstoffverteiler besteht aus zwei Hälften. Jeder hat acht Düsen.

Zur Verbesserung der Mischungsqualität und Erhöhung der Zuverlässigkeit des MD-Starts, insbesondere bei niedrigen Temperaturen Umfeld, ist im Flammrohr ein zusätzlicher Brennstoffsammler mit vierzehn Zentrifugaldüsen eingebaut.

3.3.3. Turbine

Die Turbine ist dafür ausgelegt, die thermische Energie des Gasstroms des Primärkreislaufs in mechanische Rotations- und Antriebsenergie des Verdichters und der auf dem MD installierten Aggregate umzuwandeln.

Die axiale zweistufige Turbine 11 besteht aus:

Düsenapparat der ersten Stufe

Düse der zweiten Stufe

Der Turbinenrotor besteht aus zwei Rädern (erste und zweite Stufe), einem verbindenden Zwischenscheiben-Distanzstück, einem Startturbinenrad und einer Turbinenwelle.

Die Räder der Stufen und der Startturbine werden zusammen mit den Rändern der Rotorblätter gegossen. Die Düsenvorrichtung der ersten Stufe hat 38 Hohlschaufeln und ist am Körper der Brennkammer befestigt. Die Düse der zweiten Stufe hat 36 Schaufeln. Das Rad der ersten Stufe wird durch Luft aus dem Brennkammergehäuse gekühlt. Der innere Hohlraum des Turbinenrotors und seine zweite Stufe werden mit Luft aus der fünften Stufe des Verdichters gekühlt.

Turbinenläuferträger - Wälzlager ohne Innenring. Im äußeren Käfig befinden sich Löcher, um den Öldruck unter den Rollen zu entlasten.

3.3.4. Düse.

In der Strahldüse 12 werden die Luftströme des ersten und zweiten Kreises gemischt. Auf dem Innenring des Düsenkörpers befinden sich 24 Schaufeln zum Aufwirbeln des Gasstroms, der beim Start die Startturbine verlässt, und vier Naben mit Stiften zur Befestigung des Gasgenerators 13. Die konvergierende Düse wird durch das Profil der Außenwand gebildet der MD und der Oberfläche des Gasgeneratorkörpers.

3.3.5. Startsystem.

Das System aus Anlassen, Kraftstoffzufuhr und -regelung dreht den Rotor hoch, liefert dosierten Kraftstoff beim Start, "Gegenstart" und im "Maximum"-Modus beim Start wird Sauerstoff aus dem Sauerstoffspeicher durch Pyrospots in die Brennkammer geleitet.

Das System besteht aus folgenden Hauptkomponenten:

Festbrennstoff-Gasgenerator

Pyrokerzen mit Elektrozünder

Sauerstoffbatterie

Niederdruck-Kraftstoffsystem

Hochdruck-Kraftstoffsystem

Integrierter Motorregler (KRD)

Der Sauerstoffspeicher bietet eine 115-ccm-Zylinder. Das Gewicht des geladenen Sauerstoffs beträgt 9,3 - 10,1 g.

Der einfachwirkende Festbrennstoff-Gasgenerator (GTT) ist dafür ausgelegt, den MD-Rotor beim Starten hochzudrehen. GTT besteht aus einem unbelasteten Gasgenerator und Ausrüstungselementen: einer Festbrennstoffladung 7, einem Zünder 9 und einem elektrischen Zünder (EEW)

Der unbelastete Gasgenerator besteht aus einem zylindrischen Körper 10, der in einen Kegelstumpf übergeht, einem Deckel 4 und Befestigungselementen.

Für den Einbau einer Druckmessstelle in die GTT-Brennkammer während der Prüfung ist im Gehäuse eine Gewindebohrung vorgesehen. Im Betrieb wird die Bohrung mit einem Stopfen 11 und einer Dichtung 12 verschlossen. An der Außenseite des Gehäuses befindet sich eine Ringnut für den O-Ring 5.

Der Deckel weist acht Überschalldüsen 1 auf, die tangential zur Längsachse des GTT angeordnet sind. Die Düsen werden mit eingeklebten Stopfen verschlossen, die die Dichtheit des GTT und den für die Zündung der Festbrennstoffladung notwendigen Vordruck in der TGG-Brennkammer sicherstellen. Der Deckel ist mit einer Mutter 6 mit dem Körper verbunden. Der innere Hohlraum des Körpers ist die Brennkammer der Festbrennstoffladung und des darin platzierten Zünders.

Abb. 19. Festbrennstoff-Gasgenerator.

1. Düse; 2. Dichtung; 3. Elektrischer Zünder; 4. Abdeckung;

5. O-Ring; 6. Mutter; 7. TT aufladen; 8. Mutter;

9. Zünder; 10. Gehäuse; 11. Stecker; 12. Dichtung.

Der Zünder ist in einer in den Gehäuseboden eingeschraubten Mutter 8 eingebaut. Die Festbrennstofffüllung wird in der Brennkammer zwischen Dichtung und Anschlag platziert, was sie während des Betriebs vor mechanischen Beschädigungen schützt.

GTT wird ausgelöst, wenn ein elektrischer Impuls an die Kontakte des Elektrozünders angelegt wird. Der elektrische Strom erhitzt die Wendeln der Brücken des Elektrozünders und entzündet die zündfähigen Verbindungen. Die Kraft der Flamme durchdringt das Zündergehäuse und entzündet das darin befindliche Schwarzpulver. Die Flamme des Zünders entzündet die Festbrennstoffladung. Die Verbrennungsprodukte von Ladung und Zünder zerstören die Düsenkerzen und strömen durch die Düsenöffnungen aus der Brennkammer. Verbrennungsprodukte, die auf die Blätter des MD-Rotors fallen, wirbeln ihn auf.

3.3.6. Elektrische Ausrüstung.

Die elektrische Ausrüstung soll den Start der MD steuern und die Raketeneinheiten während ihres autonomen Flugs mit Gleichstrom versorgen.

Die elektrische Ausrüstung umfasst einen Turbinengenerator, Sensoren und Automatisierungseinheiten, Starteinheiten, einen Thermoelementkollektor und elektrische Kommunikation. Sensoren und Einheiten umfassen automatisch Lufttemperatursensoren hinter dem Lüfter, einen Luftdrucksensor hinter dem Kompressor und einen Dosiernadelpositionssensor, der in der Kraftstoffdosiervorrichtung, Dosierventilsteuermagnet und Absperrventilmagnet installiert ist.

Werfereinheiten umfassen Geräte, die den Start und den Start der MD vorbereiten, sowie den „Gegenstart“ der MD, wenn sie zum Stillstand kommt oder ansteigt.

Aktiv Radarkopf Referenzfahrt ARGS

4.1. Termin

Der Active Radar Homing Head (ARGS) ist für die präzise Führung der X-35-Rakete auf ein Wasserziel im letzten Abschnitt der Flugbahn ausgelegt.

Um die Lösung dieses Problems sicherzustellen, wird das ARGS auf Befehl des Trägheitskontrollsystems (ISU) eingeschaltet, wenn die Rakete den letzten Abschnitt der Flugbahn erreicht, erkennt überschwemmte Ziele, wählt das zu treffende Ziel aus, bestimmt dessen Position Ziel in Azimut und Elevation, Winkelgeschwindigkeiten der Sichtlinie (LS ) Ziele in Azimut und Elevation, Entfernung zum Ziel und Konvergenzgeschwindigkeit mit dem Ziel und gibt diese Werte an die ISU weiter. Nach den Signalen der ARGS lenkt die ISU die Rakete im letzten Abschnitt der Flugbahn auf das Ziel.

Als Ziel kann ein Reflektor-Target (CO) oder eine Target-Source of Active Interference (TsIAP) verwendet werden.

ARGS kann sowohl für den Einzel- als auch für den Salvo-Raketenstart verwendet werden. Die maximale Anzahl von Raketen in einer Salve beträgt 100 Stück.

ARGS gewährleistet die Funktion bei Umgebungstemperaturen von minus 50˚С bis 50˚С, bei Niederschlag und bei Meereswellen bis zu 5-6 Punkten und zu jeder Tageszeit.

ARGS gibt Daten an die ISU zum Lenken des Flugkörpers zum Ziel, wenn die Reichweite zum Ziel auf 150 m reduziert wird;

ARGS führt eine Rakete zu einem Ziel, wenn es aktiver und passiver Interferenz ausgesetzt ist, die von Zielschiffen, See- und Luftstreitkräften erzeugt wird.

4.2. Verbindung.

ARGS befindet sich im Fach 1 der Rakete.

Funktional kann ARGS unterteilt werden in:

Empfangs- und Sendegerät (PPU);

Rechenkomplex (VK);

Block der sekundären Stromversorgung (VIP).

Die PPU beinhaltet:

Antenne;

Leistungsverstärker (PA);

Zwischenfrequenzverstärker (IFA);

Signalgenerator (FS);

Referenz- und Referenzgeneratormodule;

Phasenschieber (FV1 und FV2);

Mikrowellenmodule.

Der VK umfasst:

Digitales Rechengerät (DCU);

Synchronisierer;

Informationsverarbeitungseinheit (BOI);

Steuergerät;

SKT-Code-Konverter.

4.3. Funktionsprinzip.

Abhängig von der zugewiesenen Betriebsart erzeugt die PPU Mikrowellen-Funkimpulse von vier Arten und sendet sie in den Weltraum aus:

a) Pulse mit linearer Frequenzmodulation (Chirp) und mittlerer Frequenz f0;

b) Pulse mit in Frequenz und Phase hochstabilen (kohärenten) Mikrowellenschwingungen;

c) Pulse, bestehend aus einem kohärenten Sondenteil und einem ablenkenden Teil, bei denen sich die Frequenz von Mnach einem zufälligen oder linearen Gesetz von Puls zu Puls ändert;

d) Pulse, bestehend aus einem Sondenteil, bei dem sich die Frequenz von Mikrowellenschwingungen nach einem zufälligen oder linearen Gesetz von Puls zu Puls ändert, und einem kohärenten ablenkenden Teil.

Die Phase kohärenter Schwingungen der Mikrowellenstrahlung kann sich beim Einschalten des entsprechenden Befehls nach einem zufälligen Gesetz von Puls zu Puls ändern.

Die PPU erzeugt Sondenimpulse und wandelt und vorverstärkt die reflektierten Impulse. ARGS kann Schallimpulse auf der technologischen Frequenz (Friedensfrequenz - fmv) oder auf Kampffrequenzen (flit) erzeugen.

Um bei Erprobungs-, Versuchs- und Ausbildungsarbeiten eine Impulsbildung bei Kampffrequenzen auszuschließen, bietet die ARGS einen Kippschalter "MODE B".

Wenn der Kippschalter "MODE B" auf ON steht, werden Antastimpulse nur bei der Frequenz flit erzeugt, und wenn der Kippschalter auf OFF steht, nur bei der Frequenz fmv.

Zusätzlich zu den Sondierungsimpulsen erzeugt die PPU ein spezielles Pilotsignal, das verwendet wird, um das PPU-Empfangssignal anzupassen und die integrierte Steuerung zu organisieren.

VC führt die Umwandlung in digitale Form und die Verarbeitung von Radarinformationen (RI) nach Algorithmen durch, die den Modi und Aufgaben von ARGS entsprechen. Die Hauptfunktionen der Informationsverarbeitung sind zwischen BOI und CWU verteilt.

Der Synchronisierer erzeugt Synchronisiersignale und Befehle zum Steuern der Blöcke und Einheiten der PPU und gibt die BOI-Dienstsignale aus, die die Aufzeichnung von Informationen sicherstellen.

BOI ist ein Hochgeschwindigkeits-Rechengerät, das Radarbilder gemäß den in der Tabelle aufgeführten Modi verarbeitet. 4.1, unter der Kontrolle der TsVU.

BOI führt aus:

Analog-Digital-Wandlung von Radarbildern, die von der PPU kommen;

Digitale Radarbildverarbeitung;

Ausgabe von Verarbeitungsergebnissen an die DCU und Empfang von Steuerinformationen von der DCU;

Synchronisation der PPU.

TsVU ist für die sekundäre Verarbeitung von Radardaten und die Kontrolle von Blöcken und Knoten von ARGS in allen Funktionsweisen von ARGS bestimmt. TsVU löst folgende Aufgaben:

Implementierung der Algorithmen zum Einschalten der Betriebs- und Steuermodi des ARGS;

Empfang von Erst- und aktuellen Informationen von der ISU und Verarbeitung der erhaltenen Informationen;

Empfang von Informationen von der BOI, deren Verarbeitung sowie Übermittlung von Kontrollinformationen an die BOI;

Bildung von berechneten Winkeln zur Antennensteuerung;

Lösung von AGC-Aufgaben;

Bildung und Übermittlung der notwendigen Informationen an das IMS und die automatisierte Kontroll- und Prüfeinrichtung (AKPA).

Die Steuereinheit und der SKT-Code-Umsetzer sorgen für die Bildung von Steuersignalen für die Motoren der Antennenantriebe und den Empfang von der DCU und die Übertragung der Informationen des Winkelkanals an die DCU. Von der DCU erhält das Steuergerät:

Geschätzte Winkel der Antennenposition in Azimut und Elevation (11-Bit-Binärcode);

Synchronisationssignale und Steuerbefehle.

Vom SKT-Code-Konverter werden die Werte der Antennenpositionswinkel in Azimut und Elevation (11-Bit-Binärcode) an das Steuergerät gesendet.

VIPs dienen der Stromversorgung von Blöcken und Knoten von ARGS und wandeln die Spannung von 27 V BS in konstante Spannungen um

4.4. Externe Beziehungen.

ARGS ist mit zwei Steckern U1 und U2 an den Raketenstromkreis angeschlossen.

Über den Stecker U1 werden dem ARGS Versorgungsspannungen von 27 V BS und 36 V 400 Hz zugeführt.

Über den U2-Stecker werden Steuerbefehle in Form einer Spannung von 27 V an das ARGS gesendet und digitale Informationen mit einem bipolaren seriellen Code ausgetauscht.

Der U3-Anschluss ist für die Steuerung vorgesehen. Dadurch wird der Befehl "Steuerung" an das ARGS gesendet und das integrierte analoge Signal "Wartungsfähigkeit" vom ARGS ausgegeben, Informationen über die Funktionsfähigkeit der ARGS-Geräte und -Geräte in Form eines bipolaren seriellen Codes und die Spannung von die ARGS-Sekundärstromversorgung.

4.5. Stromversorgung

Um die ARGS über den Raketenstromkreis zu versorgen, wird Folgendes empfangen:

Konstantspannung BS 27 ± 2,7

Wechselnde Drehspannung 36 ± 3,6 V mit einer Frequenz von 400 ± 20 Hz.

Verbrauchsströme aus dem Stromnetz:

Am 27-V-Stromkreis - nicht mehr als 24,5 A;

An einem 36-V-400-Hz-Stromkreis - nicht mehr als 0,6 A für jede Phase.

4.6. Entwurf.

Der Monoblock besteht aus einem Magnesiumguss-Körper, auf dem Blöcke und Baugruppen montiert sind, und einer Abdeckung, die an der Rückwand des Gehäuses angebracht ist. Die Anschlüsse U1 - U3 sind auf der Abdeckung installiert, der technologische Anschluss "CONTROL", der im Betrieb nicht verwendet wird, der Kippschalter "MODE B" ist mit einer Schutzkappe (Hülse) in einer bestimmten Position befestigt. An der Vorderseite des Monoblocks befindet sich eine Antenne. Die Elemente des Hochfrequenzpfades und deren Steuergeräte befinden sich direkt auf dem Hohlleiter-Slot-Array der Antenne. Der Körper des Fachs 1 ist in Form einer geschweißten Titanstruktur mit Rahmen hergestellt.

Der Konus besteht aus keramischem, radiotransparentem Fiberglas und endet mit einem Titanring, der den Konus mit einer Keilverbindung am Körper der Kammer 1 befestigt.

Entlang des Umfangs des Deckels und des Konus sind Gummidichtungen angebracht, die die Abdichtung des ARGS gewährleisten.

Nach der endgültigen Einstellung im Werk, vor dem Einbau des Monoblocks in das Gehäuse, werden alle außenliegenden Metallteile, die keine Lack- und Lackbeschichtung haben, entfettet und mit Fett überzogen.

Die Erfindung bezieht sich auf die Wehrtechnik, insbesondere auf Raketenleitsysteme. Das technische Ergebnis ist eine Erhöhung der Genauigkeit der Zielverfolgung und deren Azimutauflösung sowie eine Erhöhung des Erfassungsbereichs. Der aktive Radarsuchkopf enthält einen kreiselstabilisierten Antennenantrieb mit einem darauf installierten Monopuls-Schlitzantennen-Array, einen Dreikanalempfänger, einen Sender, einen Dreikanal-ADC, einen programmierbaren Signalprozessor, einen Synchronisierer, einen Referenzgenerator und ein digitaler Computer. Bei der Verarbeitung der empfangenen Signale wird eine hohe Auflösung der Bodenziele und eine hohe Genauigkeit der Koordinatenbestimmung (Entfernung, Geschwindigkeit und Elevationswinkel und Azimut) realisiert. 1 krank.

Die Erfindung betrifft die Verteidigungstechnik, insbesondere Flugkörperleitsysteme, die dazu bestimmt sind, Bodenziele zu erkennen und zu verfolgen sowie Steuersignale zu erzeugen und an das Flugkörpersteuersystem (RMS) zu dessen Anzielen abzugeben.

Bekannte passive Radarsuchköpfe (RGS), z. B. RGS 9B1032E [Werbebroschüre der JSC "Agat", Internationaler Luft- und Raumfahrtsalon "Max-2005"], deren Nachteil eine begrenzte Klasse von detektierbaren Zielen ist - nur funkausstrahlend Ziele.

Bekanntes semi-aktives und aktives RGS, ausgelegt für die Detektion und Verfolgung von Luftzielen, wie z. B. der Schießsektion [Patent RU Nr. 2253821 vom 06.10.2005], ein multifunktionaler Monopuls-Doppler-Zielsuchkopf (GOS) für das RVV AE-Rakete [Werbebroschüre von JSC "Agat", Internationaler Luft- und Raumfahrtsalon "Max-2005"], verbesserte GOS 9B-1103M (Durchmesser 200 mm), GOS 9B-1103M (Durchmesser 350 mm) [Space Courier, No. 4 -5, 2001, S. 46-47], deren Nachteile das obligatorische Vorhandensein einer Zielbeleuchtungsstation (für semiaktive CS) und eine begrenzte Klasse von erkannten und verfolgten Zielen - nur Luftziele - sind.

Bekanntes aktives RGS, entwickelt um Bodenziele zu erkennen und zu verfolgen, wie zum Beispiel ARGS-35E [Werbebroschüre von JSC "Radar-MMS", International Aviation and Space Salon "Max-2005"], ARGS-14E [Werbebroschüre von JSC „Radar-MMS“, Internationaler Luft- und Raumfahrtsalon „Max-2005“], [Doppler GOS für die Rakete: Antrag 3-44267 Japan, MKI G01S 7/36, 13/536, 13/56 / Hippo dense kiki KK Verf. 7.05.91], deren Nachteile die geringe Auflösung von Zielen in Winkelkoordinaten und infolgedessen geringe Reichweiten der Detektion und Erfassung von Zielen sowie eine geringe Genauigkeit ihrer Verfolgung sind. Die aufgeführten Nachteile der GOS-Daten sind auf die Verwendung des Zentimeter-Wellenlängenbereichs zurückzuführen, der die Realisierung eines schmalen Antennenstrahlungsdiagramms und eines geringen Pegels seiner Nebenkeulen mit einem kleinen Antennenmittelteil nicht ermöglicht.

Auch bekanntes kohärentes Pulsradar mit erhöhter Auflösung in Winkelkoordinaten [US-Patent Nr. 4903030, MKI G01S 13/72 / Electronigue Serge Dassault. Verf. 20.2.90], die in der Rakete verwendet werden soll. Bei diesem Radar wird die Winkellage eines Punktes auf der Erdoberfläche als Funktion der Dopplerfrequenz des davon reflektierten Funksignals dargestellt. Eine Gruppe von Filtern, die entworfen ist, um die Dopplerfrequenzen von Signalen zu isolieren, die von verschiedenen Punkten auf dem Boden reflektiert werden, wird durch die Anwendung von Fast-Fourier-Transformationsalgorithmen erzeugt. Die Winkelkoordinaten eines Punktes auf der Erdoberfläche werden durch die Nummer des Filters bestimmt, in dem das von diesem Punkt reflektierte Funksignal ausgewählt wird. Das Radar verwendet eine Fokalantennen-Apertur-Synthese. Die Kompensation für die Annäherung des Flugkörpers mit dem ausgewählten Ziel während der Bildung des Rahmens wird durch die Steuerung des Entfernungsblitzes bereitgestellt.

Der Nachteil des betrachteten Radars ist seine Komplexität aufgrund der Komplexität, eine synchrone Änderung der Frequenzen mehrerer Generatoren bereitzustellen, um die Änderung der Frequenz der ausgesendeten Schwingungen von Puls zu Puls zu realisieren.

Von den bekannten technischen Lösungen ist die nächste (Prototyp) RGS gemäß US-Patent Nr. 4665401, MKI G01S 13/72 / Sperri Corp., 12.05.87. RGS, das im Millimeterwellenlängenbereich arbeitet, sucht und verfolgt Bodenziele in Reichweite und in Winkelkoordinaten. Die Unterscheidung von Zielen nach Entfernung im CGM erfolgt durch die Verwendung mehrerer schmalbandiger ZF-Filter, die ein ziemlich gutes Signal-Rausch-Verhältnis am Empfängerausgang liefern. Eine Bereichssuche wird unter Verwendung eines Bereichssuchgenerators durchgeführt, der ein Rampensignal erzeugt, um das Trägersignal zu modulieren. Die Suche nach einem Ziel im Azimut erfolgt durch Abtasten der Antenne in der Azimutebene. Ein im RGS verwendeter spezialisierter Computer wählt das Entfernungsauflösungselement aus, in dem sich das Ziel befindet, und verfolgt das Ziel in Bezug auf Entfernung und Winkelkoordinaten. Die Antennenstabilisierung ist ein Indikator, sie wird gemäß den Signalen der Nick-, Roll- und Gierungssensoren der Rakete sowie gemäß den Signalen der Sensoren für Elevationswinkel, Azimut und Geschwindigkeit der Antenne durchgeführt Bewegung.

Der Nachteil des Prototyps ist die geringe Genauigkeit der Zielverfolgung aufgrund der hohen Antennennebenkeulen und der schlechten Antennenstabilisierung. Der Nachteil des Prototyps ist auch auf die geringe Azimutauflösung von Zielen und eine geringe (bis 1,2 km) Reichweite ihrer Detektion durch die Verwendung eines Homodyn-Verfahrens zum Aufbau einer Empfangs-Sendestrecke im RGS zurückzuführen.

Aufgabe der Erfindung ist es, die Genauigkeit der Zielverfolgung und deren Azimutauflösung zu verbessern sowie die Zielerfassungsreichweite zu erhöhen.

Die Aufgabe wird dadurch gelöst, dass im RGS, das einen Antennenschalter (AP) enthält, ein Sensor für die Winkellage der Antenne in der Horizontalebene (DUPA rp), mechanisch mit der Drehachse der Antenne in der horizontalen Ebene, und ein Sensor für die Winkelposition der Antenne in der vertikalen Ebene (DUPA VP) , mechanisch verbunden mit der Drehachse der Antenne in der vertikalen Ebene, eingeführt:

Schlitzantennen-Array (SHAR) vom Monopuls-Typ, mechanisch auf der Kreiselplattform des vorgestellten kreiselstabilisierten Antennenantriebs befestigt und bestehend aus einem horizontalen Analog-Digital-Wandler (ADC gp), einer vertikalen Ebene Analog-Digital Wandler (ADC VP), ein horizontaler Digital-Analog-Wandler (DAC gp), ein vertikaler Digital-Analog-Wandler (DAC VP), ein horizontaler Kreiselplattform-Präzessionsmotor (DPG gp), eine vertikale Kreiselplattform Präzessionsmotor (DPG VP) und ein digitaler Mikrocomputer;

Dreikanal-Empfangsgerät (PRMU);

Sender;

Dreikanal-ADC;

Programmierbarer Signalprozessor (PPS);

Synchronisierer;

Referenzgenerator (OG);

Digitaler Computer (TsVM);

Vier Digital Highways (CM), die funktionale Verbindungen zwischen dem PPS, dem Digitalcomputer, dem Synchronisierer und dem Mikro-Digitalcomputer sowie dem PPS - mit der Kontroll- und Prüfeinrichtung (CPA), dem Digitalcomputer - mit dem KPA herstellen und externe Geräte.

Die Zeichnung zeigt ein Blockschaltbild des RGS, wo angegeben ist:

1 - Schlitzantennen-Array (SHAR);

2 - Umwälzpumpe;

3 - Empfangsgerät (PRMU);

4 - Analog-Digital-Wandler (ADC);

5 - programmierbarer Signalprozessor (PPS);

6 - Antennenantrieb (PA), der funktionell DUPA gp, DUPA vp, ADC gp, ADC vp, DAC gp, DAC vp, DPG gp, DPG vp und microCVM kombiniert;

7 - Sender (PRD);

8 - Referenzgenerator (OG);

9 - digitaler Computer (TsVM);

10 - Synchronisierer,

CM 1 CM 2, CM 3 und CM 4 sind die ersten, zweiten, dritten bzw. vierten digitalen Autobahnen.

In der Zeichnung stellen die gestrichelten Linien mechanische Verbindungen dar.

Schlitzantennen-Array 1 ist ein typisches Monopuls-SHAR, das derzeit in vielen Radarstationen(Radar), wie zum Beispiel "Spear", "Beetle", entwickelt von OJSC "Corporation Fazotron - NIIR" [Werbebroschüre OJSC "Corporation" Fazotron - NIIR ", International Aviation and Space Salon" Max-2005 "]. Im Vergleich zu anderen Antennentypen bietet SCAR ein geringeres Maß an Nebenkeulen. Das beschriebene SHAR 1 bildet ein nadelartiges Richtmuster (DP) für die Übertragung und drei DPs für den Empfang: insgesamt und zwei differentielle - in der horizontalen und vertikalen Ebene. ShchAR 1 ist mechanisch auf der Kreiselplattform des kreiselstabilisierten Antennenantriebs PA 6 befestigt, was für seine nahezu ideale Entkopplung von den Raketenkörperschwingungen sorgt.

SCHAR 1 hat drei Ausgänge:

1) Gesamt-Σ, das gleichzeitig die Eingabe von SHAR ist;

2) differentielle horizontale Ebene Δ g;

3) differentielle vertikale Ebene c.

Zirkulator 2 ist ein typisches Gerät, das derzeit in vielen Radargeräten und RGS verwendet wird, beispielsweise beschrieben im Patent RU 2260195 vom 11. März 2004. Zirkulator 2 liefert die Übertragung eines Funksignals vom PRD 7 an den gesamten Eingang/Ausgang des SHAR 1 und das empfangene Funksignal vom Gesamteingang – Ausgang SCHAR 1 zum Eingang des dritten Kanals PRMU 3.

Empfänger 3 ist ein typischer Dreikanalempfänger, der derzeit in vielen RGS- und Radarstationen verwendet wird, beispielsweise beschrieben in der Monographie [Theoretical Foundations of Radar. / Ed. Ya.D. Shirman - M.: Sov. Radio, 1970, S. 127-131]. Die Bandbreite jedes der identischen Kanäle der PRMU 3 ist für den Empfang und die Umwandlung eines einzelnen rechteckigen Funkimpulses in eine Zwischenfrequenz optimiert. PRMU 3 in jedem der drei Kanäle sorgt für Verstärkung, Rauschfilterung und Umwandlung in eine Zwischenfrequenz von Funksignalen, die am Eingang jedes dieser Kanäle ankommen. Als Referenzsignale, die beim Umwandeln der empfangenen Funksignale in jedem der Kanäle benötigt werden, werden hochfrequente Signale vom OG 8 verwendet.Die PRMU 3 wird durch den Synchronizer 10 geöffnet.

PRMU 3 hat 5 Eingänge: der erste, der der Eingang des ersten Kanals von PRMU ist, ist für die Eingabe des von SHAR 1 empfangenen Funksignals durch den Differenzkanal der horizontalen Ebene Δ g bestimmt; der zweite, der der Eingang des zweiten Kanals der PRMU ist, soll das vom SHAR 1 empfangene Funksignal über den Differenzkanal der vertikalen Ebene in eingeben; der dritte, der der Eingang des dritten Kanals der PRMU ist, ist für die Eingabe des von SHAR 1 empfangenen Funksignals über den Gesamtkanal Σ bestimmt; 4. - für die Eingabe von dem Synchronisierer 10 Sync-Signale; 5. - zum Eingang von dem Abgas 8 Referenz-Hochfrequenzsignale.

PRMU 3 hat 3 Ausgänge: 1. - zur Ausgabe von im ersten Kanal verstärkten Funksignalen; 2. - zum Ausgeben von im zweiten Kanal verstärkten Funksignalen; 3. - zur Ausgabe von im dritten Kanal verstärkten Funksignalen.

Der Analog-Digital-Wandler 4 ist ein typischer Dreikanal-ADC, beispielsweise ein AD7582-ADC von Analog Devies. ADC 4 wandelt die von der PRMU 3 kommenden Zwischenfrequenz-Funksignale in digitale Form um. Der Zeitpunkt des Beginns der Umwandlung wird durch die Taktimpulse bestimmt, die vom Synchronisierer 10 kommen. Das Ausgangssignal jedes der Kanäle des ADC 4 ist ein digitalisiertes Funksignal, das an seinem Eingang ankommt.

Der programmierbare Signalprozessor 5 ist ein typischer digitaler Computer, der in jedem modernen RGS oder Radar verwendet wird und ist für die primäre Verarbeitung der empfangenen Funksignale optimiert. PPP 5 bietet:

Mit Hilfe der ersten digitalen Amtsleitung (CM 1) wird die Kommunikation mit dem Computer 9;

Mit Hilfe der zweiten digitalen Autobahn (CM 2), Kommunikation mit der KPA;

Implementierung einer funktionalen Software (FPO PPP), die alle notwendigen Konstanten enthält und die Implementierung der folgenden Verarbeitung von Funksignalen in der PSP gewährleistet: Quadraturverarbeitung der digitalisierten Funksignale, die an ihren Eingängen ankommen; kohärente Akkumulation dieser Funksignale; Multiplizieren der akkumulierten Funksignale mit einer Referenzfunktion, die die Form des Antennenmusters berücksichtigt; Ausführung des Verfahrens der schnellen Fourier-Transformation (FFT) am Ergebnis der Multiplikation.

Anmerkungen.

Für FPO PPP gibt es keine besonderen Anforderungen: Es muss lediglich an das in PPP 5 verwendete Betriebssystem angepasst werden.

Als digitale Kanäle 1 und 2 können alle bekannten digitalen Highways verwendet werden, beispielsweise der digitale Bus MPI (GOST 26765.51-86) oder MKIO (GOST 26765.52-87).

Die Algorithmen für die obige Verarbeitung sind bekannt und in der Literatur beschrieben, beispielsweise in der Monographie [VI Merkulov, AI Kanaschenkov, AI Perov, VV Drogalin. und andere Schätzung von Reichweite und Geschwindigkeit in Radarsystemen. Teil 1. / Ed. AI Kanashchenkova und VI Merkulova - M.: Radiotekhnika, 2004, S. 162-166, 251-254], im US-Patent Nr. 5014064, Klasse. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991 und RF-Patent Nr. 2258939, 20.08.2005.

Die Ergebnisse der obigen Verarbeitung in Form von drei Amplitudenmatrizen (MA), die jeweils aus Funksignalen gebildet werden, empfangen durch den Differenzkanal der horizontalen Ebene - MA Δg, den Differenzkanal der vertikalen Ebene - MA Δv und die Gesamt Kanal - MA Σ, PPS 5 schreibt in den Puffer der digitalen Amtsleitung des CM. Jeder der MA ist eine Tabelle, die mit den Werten der Amplituden von Funksignalen gefüllt ist, die von verschiedenen Teilen der Erdoberfläche reflektiert werden.

Die Matrizen MA Δg, MA Δv und MA Σ sind die Ausgangsdaten des PPP 5.

Der Antennenantrieb 6 ist ein typischer kreiselstabilisierter (mit Leistungsstabilisierung der Antenne) Antrieb, der derzeit in vielen RGS verwendet wird, beispielsweise in RGS der Kh-25MA-Rakete [Karpenko A. V., Ganin S.M. Taktische Raketen der heimischen Luftfahrt. - S-P.: 2000, S. 33-34]. Es bietet (im Vergleich zu elektromechanischen und hydraulischen Antrieben, die eine Indikatorstabilisierung der Antenne implementieren) eine nahezu ideale Entkopplung der Antenne vom Raketenkörper [Merkulov V.I., Drogalin V.V., Kanashenkov A.I. und andere Flugsteuerungssysteme für die Luftfahrt. T.2. Elektronische Homing-Systeme. / Unter. Hrsg. A. I. Kanashchenkov und V. I. Merkulov. - M.: Radiotechnika, 2003, S. 216]. PA 6 bietet SHAR 1-Rotation in horizontaler und vertikaler Ebene und seine Stabilisierung im Raum.

DUPA gp, DUPA VP, ADC gp, ADC vp, DAC gp, DAC vp, DPG gp, DPG vp, funktionell Teil von PA 6, sind weithin bekannt und werden derzeit in vielen RGS und Radargeräten verwendet. Ein Mikrodigitalcomputer ist ein typischer Digitalcomputer, der auf einem der wohlbekannten Mikroprozessoren implementiert ist, beispielsweise einem MIL-STD-1553V-Mikroprozessor, der von ELKUS Electronic Company JSC entwickelt wurde. Der Mikrocomputer ist über den Digital-Trunk CM 1 mit dem Digital-Rechner verbunden. Der Digital-Trunk CM 1 dient auch dazu, die Funktionssoftware des Antennenantriebs (FPO pa) in den Mikrocomputer einzubringen.

Für FPO gibt es keine besonderen Anforderungen: Es muss lediglich an das im Mikrocomputer verwendete Betriebssystem angepasst werden.

Die Eingabedaten des PA 6, die vom CM 9 über den CM 1 kommen, sind: die Nummer N p des PA-Betriebsmodus und die Werte der Fehlanpassungsparameter in der Horizontalen Δϕ g und in der Vertikalen Δϕ in den Ebenen. Die aufgelisteten Eingangsdaten werden bei jedem Austausch mit dem Digitalrechner 9 an die PA 6 gesendet.

PA 6 arbeitet in zwei Modi: "Arresting" und "Stabilization".

Im "Arresting"-Modus, der vom Digitalcomputer 9 durch die entsprechende Modusnummer eingestellt wird, beispielsweise N p = 1, liest der Mikrodigitalcomputer bei jedem Betriebszyklus aus dem ADC gp und ADC vp die Werte der von ihnen in digitale Form umgewandelte Antennenpositionswinkel, die ihnen von der DUPA rp bzw. DUPA vp zugeführt werden. Der Wert des Winkels ϕ ar der Position der Antenne in der horizontalen Ebene wird vom Mikrocomputer an den DAC rp ausgegeben, der ihn in eine zum Wert dieses Winkels proportionale Gleichspannung umwandelt und sie an den DPG rp liefert. DPG rn beginnt, das Gyroskop zu drehen, wodurch die Winkelposition der Antenne in der horizontalen Ebene geändert wird. Der Wert des Winkels ϕ AV der Position der Antenne in der vertikalen Ebene wird vom Mikrocomputer an den DAC VP ausgegeben, der ihn in eine dem Wert dieses Winkels proportionale Gleichspannung umwandelt und sie an den DPG VP liefert. DPG VP beginnt, das Gyroskop zu drehen, wodurch die Winkelposition der Antenne in der vertikalen Ebene geändert wird. Somit liefert die PA 6 im "Arresting"-Modus die Antennenposition koaxial zur Bauachse des Flugkörpers.

Im Modus "Stabilisierung", der vom Digitalcomputer 9 durch die entsprechende Modusnummer, beispielsweise N p = 2, eingestellt wird, liest der Mikrodigitalcomputer bei jedem Betriebszyklus aus dem Puffer des Digitalcomputers 1 die Werte der Fehlanpassungsparameter in der horizontalen g und vertikalen Δϕ in den Ebenen. Der Wert des Fehlanpassungsparameters g in der horizontalen Ebene des Mikrocomputers gibt an den DAC gp aus. Der DAC gp wandelt den Wert dieses Fehlanpassungsparameters in eine Gleichspannung proportional zum Wert des Fehlanpassungsparameters um und speist sie dem RPG gp zu. DPG rp ändert den Präzessionswinkel des Gyroskops und korrigiert dadurch die Winkelposition der Antenne in der horizontalen Ebene. Der Wert des Fehlanpassungsparameters in der vertikalen Ebene des Mikrocomputers wird an den DAC VP ausgegeben. Der DAC vp wandelt den Wert dieses Fehlanpassungsparameters in eine Gleichspannung proportional zum Fehlanpassungsparameterwert um und speist sie dem RPG vp zu. DPG vp ändert den Präzessionswinkel des Gyroskops und korrigiert dadurch die Winkelposition der Antenne in der vertikalen Ebene. Somit liefert PA 6 im Modus "Stabilisierung" bei jedem Betriebszyklus die Antennenablenkung in Winkeln, die den Werten der Fehlanpassungsparameter in der Horizontalen r und der Vertikalen Δϕ in den Ebenen entsprechen.

Die Entkopplung von SCHAR 1 von den Schwingungen des PA 6-Raketenkörpers aufgrund der Eigenschaften des Gyroskops behält die räumliche Position seiner Achsen während der Entwicklung der Basis, auf der es befestigt ist, unverändert bei.

Der Ausgang von PA 6 ist ein digitaler Computer, in dessen Puffer der Mikrocomputer bei jedem Betriebszyklus digitale Codes der Werte der Winkelposition der Antenne in der Horizontalen ar und in der Vertikalen ϕ in den Ebenen schreibt, die es bildet sich aus den Winkelwerten der Antennenposition, die mit dem ADC gp und ADC in digitale Form umgewandelt wurden, in die Werte der Winkel der Antenne, die von DUPA gp und DUPA vp entfernt wurden.

Der Sender 7 ist ein typischer PRD, der derzeit in vielen Radargeräten verwendet wird, beispielsweise beschrieben in dem Patent RU 2260195 vom 11.03.2004. PRD 7 wurde entwickelt, um rechteckige Funkimpulse zu erzeugen. Die Wiederholungsperiode der vom Sender erzeugten Funkimpulse wird durch die vom Synchronisierer 10 kommenden Sync-Impulse eingestellt. Der Referenzoszillator 8 dient als Masteroszillator des Senders 7.

Der Referenzoszillator 8 ist ein typischer lokaler Oszillator, der in fast jedem aktiven RGS oder Radar verwendet wird und die Erzeugung von Referenzsignalen einer gegebenen Frequenz liefert.

Der Digitalcomputer 9 ist ein typischer Digitalcomputer, der in jedem modernen RGS oder Radar verwendet wird und für die Lösung von Problemen der Sekundärverarbeitung empfangener Funksignale und der Gerätesteuerung optimiert ist. Ein Beispiel für einen solchen Digitalcomputer ist der Digitalcomputer "Baget-83", hergestellt vom Wissenschaftlichen Forschungsinstitut der SI RAS KB "Korund". TsVM 9:

Gemäß dem oben erwähnten CM 1 stellt es durch Senden der entsprechenden Befehle die Steuerung des PPS 5, PA 6 und des Synchronisierers 10 bereit;

Auf der dritten digitalen Autobahn (CM 3), die als digitale Autobahn MKIO verwendet wird, bietet sie durch die Übertragung der entsprechenden Befehle und Zeichen von der CPA einen Selbsttest;

Laut CM 3 erhält es funktionale Software (FPO Tsvm) von der CPA und speichert diese;

Auf der vierten digitalen Amtsleitung (TsM 4), die als digitale Amtsleitung verwendet wird, ermöglicht MKIO die Kommunikation mit externen Geräten;

Implementierung von FPO tsvm.

Anmerkungen.

Für FPO Tsvm gibt es keine besonderen Anforderungen: Es muss lediglich an das in TsVM 9 verwendete Betriebssystem angepasst werden. Als TsM 3 und TsM 4 können alle bekannten digitalen Highways genutzt werden, zum Beispiel der MPI Digital Trunk (GOST 26765.51-86) oder MKIO (GOST 26765.52-87).

Die Implementierung der FPO TsVM ermöglicht der TsVM 9 Folgendes:

1. Gemäß den von externen Geräten erhaltenen Zielbezeichnungen: die Winkelposition des Ziels in der horizontalen ϕ zgtsu- und vertikalen ϕ zvtsu-Ebene, die Entfernung D zu zum Ziel und die Annäherungsgeschwindigkeit V zum Zusammenstoß des Flugkörpers mit dem Ziel, um die Wiederholungsperiode der Sondierungsimpulse zu berechnen.

Algorithmen zur Berechnung der Wiederholungsperiode von Sondierungspulsen sind allgemein bekannt, sie sind beispielsweise in der Monographie [VI Merkulov, AI Kanaschenkov, AI Perov, VV Drogalin. und andere Schätzung von Reichweite und Geschwindigkeit in Radarsystemen. 4.1. / Ed. A. I. Kanashchenkova und V. I. Merkulova - M.: Radiotechnika, 2004, S. 263-269].

2. Führen Sie das folgende Verfahren über jede der Matrizen MA Δg, MA Δv und MA Σ durch, die im PPS 5 gebildet und über den Digitalcomputer 1 an den Digitalcomputer 6 übertragen wurden: um die Werte der Amplituden der Funksignale zu vergleichen in den Zellen der aufgelisteten MAs mit dem Wert des Schwellenwerts aufgezeichnet und, wenn der Wert der Amplitude des Funksignals in der Zelle größer als der Schwellenwert ist, dann schreibe eins in diese Zelle, andernfalls - null. Als Ergebnis dieser Prozedur bildet der Digitalcomputer 9 aus jedem der oben erwähnten MA die entsprechende Detektionsmatrix (MO) - MO g, MO w und MO Σ, in deren Zellen Nullen oder Einsen geschrieben sind, und Eins signalisiert das Vorhandensein eines Ziels in dieser Zelle und Null - über seine Abwesenheit ...

3. Berechnen Sie unter Verwendung der Koordinaten der Zellen der Erkennungsmatrizen von MO Δg, MO Δw und MO Σ, in denen die Anwesenheit eines Ziels aufgezeichnet ist, die Entfernung jedes der erkannten Ziele vom Zentrum (dh vom Zentrum Zelle) der entsprechenden Matrix und durch Vergleich dieser Entfernungen das Ziel bestimmen, das dem Zentrum der entsprechenden Matrix am nächsten liegt. Die Koordinaten dieses Ziels werden vom Digitalcomputer 9 gespeichert in der Form: Spaltennummer N stbd der Erfassungsmatrix von MO , die den Abstand des Ziels von der Mitte von MO im Bereich bestimmt; Zeilennummern N strv der Detektionsmatrix MO , die den Abstand des Ziels vom Zentrum von MO Σ hinsichtlich der Annäherungsgeschwindigkeit des Flugkörpers an das Ziel bestimmt; Spaltennummern N stbg der MO-Erfassungsmatrix Δg, die den Abstand des Ziels von der Mitte des MO Δg entlang des Winkels in der horizontalen Ebene bestimmt; Zeilennummern N Zeilen der MO-Erkennungsmatrix Δv, die den Abstand des Ziels vom Zentrum des MO Δv im Winkel in der vertikalen Ebene bestimmt.

4. Verwenden der gespeicherten Zahlen der Spalte N stbd und der Zeilen N stv der MO-Detektionsmatrix Σ gemäß den Formeln:

(wobei D tsmo, V tsmo die Koordinaten des Zentrums der MO Detektionsmatrix sind: ΔD und ΔV sind Konstanten, die die diskrete Spalte der MO Σ Detektionsmatrix in Reichweite und die diskrete Zeile der MO Σ Detektionsmatrix in Geschwindigkeit angeben ), berechnen Sie die Werte der Entfernung zum Ziel D t und die Konvergenzgeschwindigkeit V sb der Rakete mit dem Ziel.

5. Verwenden der gespeicherten Zahlen der Spalte N stbg der MO-Detektionsmatrix Δg und der Zeilen N stb der MO-Detektionsmatrix Δv sowie der Werte der Winkelposition der Antenne in der Horizontalen ϕ ar und in der Vertikalen ϕ ab-Ebenen, nach den Formeln:

(wobei Δϕ stbg und Δϕ stb Konstanten sind, die die diskrete Spalte der MO-Detektionsmatrix Δg im Winkel in der horizontalen Ebene bzw. die diskreten Zeilen der MO-Detektionsmatrix Δv im Winkel in der vertikalen Ebene spezifizieren) Werte der Zielpeilungen in der horizontalen ϕ μg- und vertikalen Δϕ col-Ebene.

6. Berechnen Sie die Werte der Mismatch-Parameter in der horizontalen Δϕ g und vertikalen Δϕ in den Ebenen mit den Formeln

oder nach den Formeln

wobei ϕ tsgtsu, ϕ tsvtsu - die Werte der Winkel des Ziels in der horizontalen bzw. vertikalen Ebene, die von externen Geräten als Zielbezeichnung erhalten werden; ϕ cg und ϕ col sind die Werte der Zielpeilungen in der horizontalen und vertikalen Ebene, die im Digitalcomputer 9 berechnet werden; ϕ ar und ϕ aw sind die Werte der Antennenpositionswinkel in der horizontalen bzw. vertikalen Ebene.

Der Synchronisierer 10 ist ein üblicher Synchronisierer, der derzeit in vielen Radargeräten verwendet wird, beispielsweise beschrieben in der Patentanmeldung RU 2004108814 vom 24.03.2004 oder im Patent RU 2260195 vom 11.03.2004. Der Synchronisierer 10 ist dazu ausgelegt, Synchronimpulse unterschiedlicher Dauer und Wiederholungsraten zu erzeugen, wodurch ein synchroner Betrieb des RGS sichergestellt wird. Der Synchronisierer 10 kommuniziert mit dem Digitalcomputer 9 über den Digitalcomputer 1.

Die beanspruchte Vorrichtung funktioniert wie folgt.

Am Boden, von der KPA entlang der digitalen Autobahn TsM 2, wird das FPO PPP in das PPS 5 eingeführt, das in dessen Speichergerät (ZU) geschrieben wird.

Am Boden wird der FPO des Digitalrechners von der KPA über den digitalen Highway TsM 3 in den TsVM 9 eingeführt, der in dessen Speicher aufgezeichnet wird.

Am Boden von der KPA entlang der digitalen Autobahn TsM 3 durch die TsVM 9 wird der FPO der Mikro-TsVM in die Mikro-TsVM eingeführt, die in seinem Speicher aufgezeichnet wird.

Wir stellen fest, dass die Eingaben FPO cvm, FPO microTsVM und FPO PPP des CPA Programme enthalten, die es ermöglichen, alle oben genannten Aufgaben in jedem der aufgeführten Computer zu implementieren, während sie die Werte aller Konstanten enthalten, die für Berechnungen und logische Operationen erforderlich sind.

Nach der Stromversorgung des Digitalrechners 9 beginnen der PPS 5 und der Mikro-Digitalrechner des Antennenantriebs 6 mit der Durchführung ihrer FPO, während sie folgendes durchführen.

1. Der Digitalrechner 9 überträgt die Modusnummer N p über die Digitalleitung des Digitalrechners 1 an den Mikro-Digitalrechner 1 entsprechend der Überführung der PA 6 in den "Arresting"-Modus.

2. Der Mikrocomputer, der die Modusnummer N p "Catching" angenommen hat, liest aus dem ADC gp und ADC vp die Werte der von ihnen in digitale Form umgewandelten Antennenpositionswinkel aus, die ihnen jeweils aus dem zugeführt werden DUPA rp und DUPA vp. Der Wert des Winkels ϕ ar der Position der Antenne in der horizontalen Ebene wird vom Mikrocomputer an den DAC rp ausgegeben, der ihn in eine zum Wert dieses Winkels proportionale Gleichspannung umwandelt und sie an den DPG rp liefert. DPG rn dreht das Gyroskop und verändert dadurch die Winkelposition der Antenne in der horizontalen Ebene. Der Wert des Winkels ϕ AV der Position der Antenne in der vertikalen Ebene wird vom Mikrocomputer an den DAC VP ausgegeben, der ihn in eine dem Wert dieses Winkels proportionale Gleichspannung umwandelt und sie an den DPG VP liefert. DPG VP dreht das Gyroskop und verändert dadurch die Winkelposition der Antenne in der vertikalen Ebene. Außerdem zeichnet der Mikrocomputer die Werte der Antennenpositionswinkel in der Horizontalen ar und Vertikal ϕ in den Ebenen in den Puffer des digitalen Amts des CM 1 auf.

3. TsVM 9 liest die folgenden Zielbezeichnungen aus dem Puffer des von externen Geräten gelieferten digitalen Amts TsM 4 aus: die Werte der Winkelposition des Ziels in den horizontalen ϕ tsgtsu- und vertikalen ϕ tsvtsu-Ebenen, die Werte der Reichweite D tsu zum Ziel, die Annäherungsgeschwindigkeit V des Flugkörpers an das Ziel und analysiert diese ...

Wenn alle obigen Daten null sind, führt der Digitalcomputer 9 die in Punkt 1 und 3 beschriebenen Aktionen aus, während der Mikrocomputer die in Punkt 2 beschriebenen Aktionen ausführt.

Wenn die obigen Daten ungleich Null sind, liest der Digitalcomputer 9 aus dem Puffer des Digitalbündels des Digitalcomputers 1 die Werte der Winkelposition der Antenne in den vertikalen ϕ AB- und horizontalen ϕ ar-Ebenen und unter Verwendung von Formeln (5), berechnet die Werte der Nichtübereinstimmungsparameter in der Horizontalen ∆ϕ r und in der Vertikalen ∆ϕ in den Ebenen, die in den Puffer der digitalen Amtsleitung CM 1 schreiben. Außerdem schreibt der Digitalcomputer 9 die Modusnummer N p entsprechend dem "Stabilisierungs"-Modus in den Puffer der digitalen Amtsleitung des Digitalcomputers 1.

4. Der Mikrocomputer, der die Modusnummer N p "Stabilization" aus dem Puffer der digitalen Amtsleitung des Digitalcomputers 1 gelesen hat, führt Folgendes aus:

Liest die Werte der Mismatch-Parameter in der Horizontalen g und der Vertikalen Δϕ in den Ebenen aus dem Puffer der digitalen Amtsleitung CM 1 aus;

Der Wert des Fehlanpassungsparameters g in der horizontalen Ebene wird an den DAC rp ausgegeben, der ihn in eine Gleichspannung proportional zum Wert des erhaltenen Fehlanpassungsparameters umwandelt und sie dem DPG rp zuführt; DPG rn beginnt, das Gyroskop zu drehen, wodurch die Winkelposition der Antenne in der horizontalen Ebene geändert wird;

Der Wert des Fehlanpassungsparameters in der vertikalen Ebene wird an den DAC VP ausgegeben, der ihn in eine Gleichspannung proportional zum Wert des erhaltenen Fehlanpassungsparameters umwandelt und ihn dem DPG VP zuführt; DPG VP beginnt, das Gyroskop zu drehen, wodurch die Winkelposition der Antenne in der vertikalen Ebene geändert wird;

liest aus dem ADC gp und ADC vp die in digitale Form umgewandelten Werte der Antennenpositionswinkel in der horizontalen ϕ ar und vertikalen ϕ in den an ihnen ankommenden Ebenen aus dem DUPA rp bzw. DUPA vp, die in die geschrieben werden Puffer der digitalen Amtsleitung CM 1.

5. TsVM 9 unter Verwendung der Zielbezeichnung gemäß den Algorithmen, die in [Merkulov V. I., Kanaschenkov A. I., Perov A. I., Drogalin V. V. und andere Schätzung von Reichweite und Geschwindigkeit in Radarsystemen. Teil 1. / Ed. AI Kanashchenkov und VI Merkulova - M.: Radiotekhnika, 2004, S. 263-269], berechnet die Wiederholungsperiode der Antastimpulse und generiert relativ zu den Antastimpulsen Zeitintervallcodes, die die Zeitpunkte des Öffnens der PRMU 3 und . bestimmen die Betriebsaufnahme OG 8 und ADC 4.

Die Codes der Wiederholungsperiode der Antastimpulse und die Zeitintervalle, die die Zeitpunkte des Öffnens der PRMU 3 und des Betriebsbeginns des OG 8 und des ADC 4 bestimmen, überträgt der Digitalrechner 9 an den Synchronisierer 10 über die Digital Bus.

6. Der Synchronisierer 10 erzeugt basierend auf den obigen Codes und Intervallen die folgenden Synchronimpulse: Impulse zum Triggern des PRD, Schließimpulse des Empfängers, Taktimpulse des OG, Taktimpulse des ADC, Impulse zum Starten der Signalverarbeitung. Die Pulse des PRD-Starts vom ersten Ausgang des Synchronisierers 10 werden dem ersten Eingang des PRD 7 zugeführt. Die Schließpulse des Empfängers vom zweiten Ausgang des Synchronisierers 10 werden dem vierten Eingang der PRMU 3 zugeführt. Die Taktimpulse des Abgases werden vom dritten Ausgang des Synchronisierers 10 zum Eingang des Abgases 8 empfangen. Die Taktimpulse des ADC vom vierten Ausgang des Synchronisierers 10 werden dem vierten Eingang des ADC 4 zugeführt. Die Impulse des Beginns der Signalverarbeitung vom fünften Ausgang des Synchronisierers 10 werden dem vierten Eingang des PPS 5 zugeführt.

7. OG 8, nachdem es einen Taktimpuls empfangen hat, setzt die Phase des von ihm erzeugten Hochfrequenzsignals auf Null und gibt es über seinen ersten Ausgang an die PRD 7 und über seinen zweiten Ausgang an den fünften Eingang der PRMU 3 aus.

8. PRD 7, nachdem es einen Startimpuls des PRD erhalten hat, bildet unter Verwendung des Hochfrequenzsignals des Referenzgenerators 8 einen starken Funkimpuls, der von seinem Ausgang zum Eingang des AP 2 und dann zum Gesamtwert Eingang von SHAR 1, der ihn in den Weltraum abstrahlt.

9. SCHAR 1 empfängt vom Boden und Zielen reflektierte Funksignale und von seinem Gesamt-Σ, der differentiellen horizontalen Ebene Δ g und der differentiellen vertikalen Ebene Δ an den Ausgängen, es gibt sie jeweils an den Eingang-Ausgang von AP 2, an die Eingang des ersten Kanals von PRMU 3 und an den Eingang des zweiten Kanals PRMU 3. Das von AP 2 empfangene Funksignal wird an den Eingang des dritten Kanals von PRMU 3 übertragen.

10. PRMU 3 verstärkt jedes der oben genannten Funksignale, filtert Rauschen heraus und wandelt sie unter Verwendung der vom OG 8 kommenden Referenzfunksignale in eine Zwischenfrequenz um, und es verstärkt Funksignale und wandelt sie nur in eine Zwischenfrequenz um in den Zeitintervallen, in denen keine Impulse vorhanden sind, die den Empfänger schließen.

In eine Zwischenfrequenz umgewandelt, werden die Funksignale von den Ausgängen der entsprechenden Kanäle der PRMU 3 jeweils den Eingängen des ersten, zweiten und dritten Kanals des ADC 4 zugeführt.

11. ADC 4 quantisiert, wenn 10 Taktimpulse vom Synchronisierer an seinem vierten Eingang ankommen, deren Wiederholungsrate zweimal höher ist als die Frequenz der von der PRMU 3 kommenden Funksignale, die an den Eingängen seines ankommenden Funksignale Kanäle in Zeit und Pegel, so bilden sich an den Ausgängen des ersten, des zweiten und des dritten Kanals die oben genannten Funksignale in digitaler Form.

Es sei darauf hingewiesen, dass die Wiederholungsrate der Taktimpulse so gewählt ist, dass sie das Doppelte der Frequenz der am ADC 4 ankommenden Funksignale beträgt, um eine Quadraturverarbeitung der empfangenen Funksignale im PPS 5 zu implementieren.

Von den entsprechenden Ausgängen des ADC 4 werden die oben genannten Funksignale in digitaler Form jeweils dem ersten, zweiten und dritten Eingang des PPS 5 zugeführt.

12. PPS 5, bei Ankunft an seinem vierten Eingang vom Synchronisierer 10 des Impulses des Beginns der Signalverarbeitung, über jedes der obigen Funksignale gemäß den in der Monographie beschriebenen Algorithmen [VI Merkulov, AI Kanashenkov, AI Perov ., Drogalin V. V. und andere Schätzung von Reichweite und Geschwindigkeit in Radarsystemen. Teil 1. / Ed. AI Kanashchenkov und VI Merkulova - M.: Radiotechnika, 2004, S. 162-166, 251-254], US-Patent Nr. 5014064, Klasse. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991 und RF-Patent Nr. 2258939, 20.08.2005, führt: Quadraturverarbeitung der empfangenen Funksignale durch, wodurch die Abhängigkeit der Amplituden der empfangenen Funksignale von die zufälligen Anfangsphasen dieser Funksignale; kohärente Akkumulation der empfangenen Funksignale, wodurch das Signal-Rausch-Verhältnis erhöht wird; Multiplizieren der akkumulierten Funksignale mit einer Referenzfunktion, die die Form des Antennenmusters berücksichtigt, wodurch die Wirkung des Antennenmusters auf die Amplituden von Funksignalen, einschließlich der Wirkung seiner Nebenkeulen, eliminiert wird; Ausführung der DFT-Prozedur auf dem Ergebnis der Multiplikation, wodurch eine Erhöhung der Auflösung des CGS in der horizontalen Ebene bereitgestellt wird.

Die Ergebnisse der obigen Verarbeitung des PPS 5 in Form von Amplitudenmatrizen - MA g, MA w und MA - werden in den Puffer der digitalen Amtsleitung CM 1 geschrieben. Wir stellen noch einmal fest, dass jeder der MA eine Tabelle ist, die mit den Werten der Amplituden der von verschiedenen Teilen der Erdoberfläche reflektierten Funksignale gefüllt ist, während:

Die Amplitudenmatrix MA Σ, die aus den über den gesamten Kanal empfangenen Funksignalen gebildet wird, ist tatsächlich ein Radarbild der Erdoberfläche in den Koordinaten „Reichweite × Dopplerfrequenz“, dessen Abmessungen proportional zum Antennendiagramm sind Breite, dem Neigungswinkel des BP und dem Abstand zum Boden. Die im Zentrum der Amplitudenmatrix entlang der Koordinate „Range“ aufgezeichnete Funksignalamplitude entspricht einem Abschnitt der Erdoberfläche, der sich vom RGS im Abstand von D cma = D cu befindet, wobei D cma der Abstand zum Mittelpunkt von ist die Amplitudenmatrix, D cu ist der Zielbezeichnungsbereich. Die im Zentrum der Amplitudenmatrix entlang der „Dopplerfrequenz“-Koordinate aufgezeichnete Amplitude des Funksignals entspricht einem Abschnitt der Erdoberfläche, der sich dem RGS mit einer Geschwindigkeit V sbc nähert, d.h. V tsma = V stsu, wobei V tsma die Geschwindigkeit des Zentrums der Amplitudenmatrix ist;

Amplitudenmatrizen MA g und MA w, die jeweils aus den differentiellen Funksignalen der horizontalen Ebene und den differentiellen Funksignalen der vertikalen Ebene gebildet werden, sind mit den mehrdimensionalen Winkeldiskriminatoren identisch. Die Amplituden der in den Zentren dieser Matrizen aufgenommenen Funksignale entsprechen dem Bereich der Erdoberfläche, auf den die Antennen-Equisignalrichtung (RSH) gerichtet ist, d.h. ϕ cmag = ϕ tsgtsu, ϕ tsmav = ϕ tsvtsu, wobei ϕ tsmag die Winkellage des Zentrums der MA-Amplitudenmatrix Δg in der horizontalen Ebene ist, ϕ cmav die Winkellage des Zentrums der MA-Amplitudenmatrix Δ in der vertikale Ebene, tsmav ist der Wert der Winkelposition des Ziels in der horizontalen Ebene, empfangen als Zielbezeichnung, ϕ tsvetsu - der Wert der Winkelposition des Ziels in der vertikalen Ebene, empfangen als Zielbezeichnung.

Die obigen Matrizen sind im RU-Patent Nr. 2258939 vom 20.08.2005 ausführlicher beschrieben.

13. Der Digitalcomputer 9 liest aus dem Puffer des CM 1 die Werte der Matrizen MA Δg, MA Δw und MA Σ und führt für jede von ihnen das folgende Verfahren durch: vergleicht die Werte der Amplituden der in aufgezeichneten Funksignale die Zellen der MA mit dem Schwellwert und, wenn der Wert der Amplitude des Funksignals in der Zelle größer als der Schwellwert ist, schreibt dann eins in diese Zelle, andernfalls - null. Als Ergebnis dieser Vorgehensweise wird aus jedem der genannten MA - MO g, MO Δw bzw. MO Σ eine Detektionsmatrix (MO) gebildet, in deren Zellen Nullen oder Einsen geschrieben werden, während eine das Vorhandensein eines Ziels signalisiert in dieser Zelle, und Null signalisiert seine Abwesenheit. Wir bemerken, dass die Dimensionen der Matrizen MO Δg, MO Δv und MO Σ vollständig mit den entsprechenden Dimensionen der Matrizen MA Δg, MA Δv und MA Σ übereinstimmen, wobei: D cma = D cmo, wobei D cmo der Abstand zum Zentrum der Detektionsmatrix, V cma = V CMO, wobei V CMO die Geschwindigkeit des Zentrums der Detektionsmatrix ist; ϕ cmag = ϕ cmog, ϕ cmav = ϕ cmm, wobei ϕ cmm die Winkellage des Zentrums der MO-Detektionsmatrix Δg in der horizontalen Ebene ist, ϕ cmm die Winkellage des Zentrums der Detektionsmatrix des MO Δ in der vertikalen Ebene.

14. Computer 9 berechnet gemäß den in den Detektionsmatrizen MO g, MO Δw und MO aufgezeichneten Daten die Entfernung jedes der erkannten Ziele von der Mitte der entsprechenden Matrix und bestimmt durch Vergleich dieser Entfernungen das Ziel, das der Mitte von . am nächsten liegt die entsprechende Matrix. Die Koordinaten dieses Ziels werden vom Digitalcomputer 9 gespeichert in der Form: die Nummer der Spalte N stbd der Detektionsmatrix MO , die den Abstand des Ziels vom Zentrum MO Σ in Reichweite bestimmt; Zeilennummern N strv der MO -Erfassungsmatrix, die den Abstand des Ziels von der Mitte von MO Σ hinsichtlich der Zielgeschwindigkeit bestimmt; Spaltennummern N stbg der MO-Erfassungsmatrix Δg, die den Abstand des Ziels von der Mitte des MO Δg entlang des Winkels in der horizontalen Ebene bestimmt; Zeilennummern N Zeilen der MO-Erkennungsmatrix Δv, die den Abstand des Ziels vom Zentrum des MO Δv im Winkel in der vertikalen Ebene bestimmt.

15. ЦВМ 9, используя запомненные номера столбца N стбд и строки N стрv матрицы обнаружения МО Σ , а также координаты центра матрицы обнаружения МО Σ по формулам (1) и (2), вычисляет дальность Д ц до цели и скорость V сб сближения ракеты mit dem Ziel.

16. Digitalcomputer 9, unter Verwendung der gespeicherten Zahlen der Spalte N stbg der MO-Erkennungsmatrix Δg und der Zeilen N strv der MO-Erkennungsmatrix Δv sowie der Werte der Winkelposition der Antenne in der Horizontalen ϕ ar und vertikal ϕ in Ebenen berechnet mit den Formeln (3) und (4) die Werte der Zielpeilungen in den horizontalen ϕ cg und vertikalen ϕ Farbebenen.

17. Der Digitalcomputer 9 berechnet gemäß den Formeln (6) die Werte der Fehlanpassungsparameter in der Horizontalen Δϕ g und der Vertikalen Δϕ in den Ebenen, die er zusammen mit der Nummer des "Stabilisierungs" -Modus, schreibt in den Puffer des Digitalrechners 1.

18. TsVM 9 berechnete Werte der Zielpeilung in den horizontalen ϕ cg und vertikalen ϕ Farbebenen, die Entfernung zum Ziel D c und die Annäherungsgeschwindigkeit V sb der Rakete zum Zweck des Schreibens in den Puffer der digitale Amtsleitung CM 4, die von externen Geräten daraus ausgelesen werden.

19. Danach führt das deklarierte Gerät bei jedem nachfolgenden Arbeitszyklus die in den Abschnitten 5 ... 18 beschriebenen Verfahren durch, während bei der Implementierung des in Abschnitt 6 beschriebenen Algorithmus der Digitalcomputer 6 die Wiederholungsperiode der Sondierungsimpulse unter Verwendung von . berechnet Nicht-Daten-Zielbezeichnungen und die Werte der Reichweite D c, die Konvergenzgeschwindigkeit V sb des Flugkörpers mit dem Ziel, die Winkelposition des Ziels in den horizontalen ϕ cg- und vertikalen ϕ cv-Ebenen, berechnet in der vorherige Taktzyklen entsprechend den Formeln (1) - (4).

Die Verwendung der Erfindung im Vergleich zum Prototyp durch die Verwendung eines kreiselstabilisierten Antennenantriebs, die Verwendung von SHAR, die Implementierung einer kohärenten Akkumulation von Signalen, die Implementierung des DFT-Verfahrens, das eine Erhöhung der Auflösung des CGS im Azimut bis zum 8 ... 10fachen, ermöglicht:

Den Grad der Antennenstabilisierung deutlich verbessern,

Sorgen Sie für ein geringeres Maß an Antennen-Nebenkeulen,

Hohe Auflösung der Ziele im Azimut und dadurch höhere Genauigkeit der Zielortung;

Bieten Sie einen großen Zielerfassungsbereich mit einer geringen durchschnittlichen Sendeleistung.

Zur Realisierung der beanspruchten Vorrichtung kann der derzeit von der heimischen Industrie hergestellte Elementsockel verwendet werden.

Radarsuchkopf mit einer Antenne, einem Sender, einem Empfangsgerät (PRMU), einem Zirkulator, einem Antennenwinkelsensor in der horizontalen Ebene (DUPA gp) und einem Antennenwinkelsensor in einer vertikalen Ebene (DUPA VP), dadurch gekennzeichnet , dass es mit einem Dreikanal-Analoga-Digital-Wandler (ADC), einem programmierbaren Signalprozessor (PPS), einem Synchronisierer, einem Referenzgenerator (OG), einem digitalen Computer, als Antenne, einem Slot-Antennen-Array (SCHAR ) vom Monopuls-Typ verwendet, mechanisch befestigt auf einer Kreiselplattform eines kreiselstabilisierten Antennenantriebs und funktionell mit einem DUPA gp und DUPA vp sowie der Kreiselplattform-Präzessionsmaschine in der horizontalen Ebene (DPG rp), der Kreiselplattform Präzessionsmaschine in der vertikalen Ebene (DPG VP) und einem Mikrodigitalcomputer (microCVM), außerdem ist der DUPA gp mechanisch mit der DPG gp-Achse verbunden und sein Ausgang erfolgt über einen Analog-Digital-Wandler (ADC vp), der mit dem erster Eingang des Mikrofons ROCVM, DUPA vp ist mechanisch mit der DPG VP-Achse verbunden, und sein Ausgang über einen Analog-Digital-Wandler (ADC VP) ist mit dem zweiten Eingang des Mikro-Digital-Computers, dem ersten Ausgang des Mikro-Digital-Wandlers verbunden ist über einen Digital-Analog-Wandler (DAC gp) mit dem DPG gp verbunden, der zweite Ausgang des Mikro-Digital-Wandlers ist über einen Digital-Analog-Wandler (DAC vp) mit dem DPG vp verbunden, die Gesamt Eingang-Ausgang des Zirkulators ist mit dem Gesamteingang-Ausgang des SHAR verbunden, der Differenzausgang des SHAR für das Strahlungsdiagramm in der horizontalen Ebene ist mit dem Eingang des ersten Kanals der PRMU verbunden, der Differenzausgang des SHAR für das Strahlungsdiagramm in der vertikalen Ebene ist mit dem Eingang des zweiten PRMU-Kanals verbunden, der Zirkulatorausgang ist mit dem Eingang des dritten PRMU-Kanals verbunden, der Zirkulatoreingang ist mit dem Senderausgang verbunden, der Ausgang der ersten PRMU Kanal ist mit dem Eingang des ersten Kanals (ADC) verbunden, der Ausgang des zweiten PRMU-Kanals ist mit dem Eingang des zweiten ADC-Kanals verbunden, der Ausgang des dritten PRMU-Kanals ist mit dem Eingang des dritten Kanals des verbunden ADC, der Ausgang des ersten Kanals des ADC ist mit dem ersten Eingang (PPS) verbunden, der Ausgang des zweiten des ADC-Kanals ist mit dem zweiten Eingang des PRM verbunden, der Ausgang des dritten ADC-Kanals ist mit dem dritten Eingang des PRS verbunden, der erste Ausgang des Synchronizers ist mit dem ersten Eingang des Senders verbunden, der zweite Ausgang des Synchronisators ist mit dem vierten Eingang der PRMU verbunden, der dritte Ausgang des Synchronisators ist mit dem Eingang (OG) verbunden, der vierte Ausgang des Synchronisators ist mit dem vierten Eingang des ADC verbunden, der fünfte Ausgang des Synchronisators ist mit dem vierten Eingang des PPS verbunden, der erste Ausgang des OG ist mit dem zweiten Eingang des Senders verbunden, der zweite Ausgang des OG ist mit dem fünften Eingang der PRMU verbunden und der PPS, der Digitalrechner, der Synchronizer und das microTsVM sind über die erste digitale Leitung verbunden, das PPS ist die zweite digitale Leitung, die Hauptleitung ist mit der Kontroll- und Prüfeinrichtung (KPA) verbunden, der digitale Computer ist über die dritte digitale Leitung, die digitale Leitung, mit der KPA verbunden Computer ist für die Kommunikation mit externen Geräten an die vierte digitale Leitung angeschlossen.