2.4.2. Назначение, состав и работа бау
БАУ предназнчена для приема команд управления и преобразования в механическое перемещение рулей, выдачи информации на НАУ о положении ракеты относительно линии визирования и фазе вращения ракеты. К БАУ относятся БРП, ПЛС, трассер.
Двухполярные модулированные по длительности прямоугольные импульсы напряжения U (рис. 13), выработанные НАУ и прошедшие через ПЛС, поступают на управляющий магнит 5 (рис. 3). В зависимости от полярности они вызывают отклонение якоря 9 управляющего магнита в ту или иную сторону на угол am (рис. 9) до упора якоря в сердечник 7 (рис. 3). При этом поворачивается жестко соединенный с якорем подвижный диск 1. При положительном импульсе управляющего напряжения U прорези верхней половины подвижного диска совмещаются с прорезями верхней половины неподвижного диска, а перемычки нижней половины подвижного диска перекрывают прорези нижней половины неподвижного диска.
Встречный воздушный поток, проходя через фильтрующую сетку, совмещенные прорези дисков и сопловые отверстия К, воздействует на чашку 4, поворачивая ее до упора в основание 3 на угол +dт (рис. 9).
При отрицательном импульсе управляющего напряжения U прорези нижней половины подвижного диска совмещаются с прорезями нижней половины неподвижного диска, а перемычки верхней половины подвижного диска перекрывают прорези верхней половины неподвижного диска. При таком взаимном положении дисков воздушный поток, проходя через совмещенные прорези дисков и сопловое отверстие, действует на другую половину чашки и поворачивает ее в противоположную сторону на угол минус dт (рис. 9).
Рис. 9. Изменение импульсов напряжения, углов отклонения якоря и лопастей в БРП
U - импульсы напряжения, поступающие на управляющий магнит БРП; αm – максимальный угол отклонения якоря управляющего магнита; δm- максимальный угол отклонения лопастей; t — время
2.4.3. Пусковое устройство
Пусковое устройство предназначено для установки, закрепления и разворота снаряда 9М115 на цель, производства пуска и управления полётом снаряда до поражения цели.
Механизм пуска состоит из ударного, спускового и предохранительного механизмов, смонтированных на одном основании.
Механизм пуска предназначен для разбития капсюля батареи Т–457 и представляет собой механизм ударного типа, приводимый в действие пружиной.
На механизме спуска закреплён флажок, занимающий два фиксированных положения Поход и Боев. Постановка механизма на боевой взвод осуществляется вручную отведением рычага назад до отказа, при этом флажок должен находится в положении «Боев». Для того чтобы механизм спуска сработал, необходимо нажать на спусковой крючок. При этом ударник ударного механизма под действием пружины обеспечивает разбитие капсюля батареи Т–457.
Механизм пуска крепится к корпусу аппаратурного блока винтами.
2.5. Принцип действия комплекса
При пуске.После установки ракеты на пусковое устройство оператор визуально или с помощью визирного устройства ведет наблюдение в выделенном секторе обстрела. Обнаружив цель, оператор взводит механизм пуска и, следя за целью в визирное устройство с помощью механизмов наведения, совмещает центральный просвет сетки с центром цели.
При нажатии на спусковой крючок наносится удар по бойку на батарее питания. Боек разбивает капсюль батареи, она активируется и напряжение подается в НАУ, которая автоматически контролирует выход батареи на режим. С выходом батареи на режим НАУ подает напряжение на электрозапал передней крышки контейнера. Срабатывание электрозапала вызывает сброс передней крышки вправо вверх. Затем напряжение от НАУ подается для воспламенения заряда стартового двигателя. При воспламенении стартового заряда истекающие через сопла пороховые газы срывают заднюю крышку с контейнера, поджигают пиротехнический состав трассера и лучевой воспламенитель замедленного действия.
Под действием силы тяги стартовой ступени двигателя ракета 9М116 вылетает из контейнера со скоростью 90 м/с. Стартовая перегрузка вызывает срабатывание инерционного замыкателя и включение предохранительно-исполнительного механизма боевой части ракеты. Во время вылета ракеты из контейнера, под действием сил упругости, консоли стабилизатора раскрываются, отбрасывая удерживающие их стяжку и флажок. При этом хомутик с трассером перемещается по ленте на концевую кромку консоли и фиксируется на ней.
После удаления ракеты от пускового устройства на расстояние около десяти метров лучевой воспламенитель замедленного действия поджигает воспламенитель разгонно-маршевого заряда, а тот, в свою очередь, срабатывая, разгоняет ракету до скорости 180 м/с.
Провод линии связи, закрепленный одним концом на контейнере, сматывается с катушки, установленной на ракете. В процессе полета ракеты оператор продолжает удерживать центральный просвет сетки визирного устройства на центре цели.
На полете.После старта ракета попадает в поле зрения оптико-механического координатора, который с помощью широкопольного пеленгационного канала контролирует положение светового пятна трассера относительно оптической оси объектива. Это положение соответствует текущему угловому отклонению трассера от линии визирования. При этом угловое отклонение зависит от линейного отклонения ракеты от линии визирования и текущей дальности. В соответствии с этим происходит преобразование команд управления. Команды, соответствующие линейному отклонению ракеты от линии визирования, преобразуются в суммарные команды управления по каналам курса и тангажа с учетом угла крена ракеты. Эти команды поступают на выходные каскады блока управления, усиливаются по амплитуде и передаются по проводам на ракету в виде знакопеременных импульсов поочередно: по курсу, когда аэродинамическими лопастями блока рулевого привода создается управляющий момент в горизонтальной плоскости, и по тангажу, когда этими же лопастями создается управляющий момент в вертикальной плоскости.
На ракете команды управления поступают непосредственно в блок рулевого привода. Электромагнитная система блока рулевого привода, управляя распределением набегающего потока воздуха в рабочие полости привода, обеспечивает отклонение аэродинамических лопастей в одно из двух крайних положений. Направление отклонения и время нахождения в крайнем положений аэродинамических лопастей соответствует знаку и величине командного сигнала по подключенному в данный момент к блоку рулевого привода каналу управления.
Отклонение аэродинамических лопастей приводят к появлению управляющих моментов относительно центра тяжести ракеты. В результате этого ракета смещается к линии визирования.
Степень воздействия определяется величинами команд управления.
Через 1,5 с после старта ракеты блок дальности выдает команду на переключение полосы пропускания усилителя фототока. Сужение полосы пропускания повышает устойчивость систем от фоновых и аппаратурных шумов.
Через 2,15 с по команде с блока дальности происходит переключение усилителя фототока с широкопольного на узкопольный пеленгационный канал. Уменьшение поля зрения позволяет уменьшить фоновые засветки и исключить влияние посторонних излучателей.
При встрече с преградой. При ударе ракеты о цель ее носовая часть деформируется, что приводит к срабатыванию предохранительно-исполнительного механизма, который обеспечивает дистанацию заряда боевой части. Возникающая кумулятивная струя поражает цель.