3. В зависимости от ориентации Фг1 один из двух датчиков положения, размещенных диаметрально по окружности пусковой трубы, сформирует электрический сигнал управления Uу и выдаст его в блок разгона пускового механизма.
4. Под действием Uу в блоке разгона сработает один из двух электронных ключей и выдаст питание соответственно на одну из двух статорных катушек вращения гироскопа (КВ).
5. В результате взаимодействия магнитных полей КВ и постоянного магнита возникает вращающий момент и начинается раскрутка ротора гироскопа.
6. В последующем через каждые 180° поворота ротора срабатывает другой датчик положения и соответствующая КВ.
7. За время не более 5 с ротор раскручивается до 100 оборотов в секунду, блок разгона отключается, а поддержание вращения возлагается на систему стабилизации оборотов (ССО) ОГС
Рис. 31. К работе системы стабилизации оборотов ротора
Принципиально переключение катушек вращения происходит следующим образом:
А. Пусть ротор гироскопа имеет случайную ориентацию, как на рис. 32, и тогда постоянный магнит ротора создает магнитный поток Фг.
Б. Магнитные сердечники индуктивных датчиков положения (ДП 1,2) имеют некоторую исходную намагниченность и создают магнитные потоки Фдп1,2.
В. Фг, замыкаясь через сердечники датчиков, изменяет их намагниченность:
• Фдп1 — ½Фг;
• Фдп2 + ½Фг.
Таким образом, в этом положении ротора максимальную намагниченность приобретет сердечник ДП2 (т. к. Фдп2 + ½Фг), а значит его индуктивное сопротивление XL2 станет минимальным и, соответственно, увеличится ток в цепи ВЧ генератора, выпрямителя и падение напряжения на Rп, приложенное к базе транзисторного ключа VT2.
Г. Срабатывая, ключ пропустит ток через соответствующую катушку вращения — КВ2.
Рис. 32. Работа системы разгона ротора гироскопа
8. Задание и стабилизация оборотов гироскопа необходимы для поддержания частоты сканирования цели в узкой полосе пропускания усилительно-преобразовательного тракта сигнала ошибки наведения ракеты. Мы уже говорили, что частота сканирования цели принята равной 100 Гц и поэтому обороты ротора должны быть:
• 100 об/с — до пуска (нет вращения корпуса ракеты);
• 120 об/с — в полёте (так как корпус ракеты вращается относительно продольной оси в противоположном ротору направлении).
9. Датчиком фактической частоты вращения ротора является обмотка генератора опорных напряжений (ГОН), размещенная на статоре гироскопа. Магнит ротора наводит в ней синусоидальную ЭДС фактической частоты (fфакт), которая прикладывается ко входу частотомера ССО.
10. В частотомере происходит:
а) сравнение fфакт с требуемой (fтреб) и преобразование информации об ошибке (Δf) в двуполярное постоянное напряжение, величина которого характеризует величину f, а полярность — необходимость разгона или торможения;
б) преобразование постоянного напряжения в импульсное с частотой ГОН (fфакт).
11. Усилитель ССО усиливает управляющий сигнал по мощности, изменяет его форму на колоколообразную и запитывает катушки вращения гироскопа.
12. Катушки вращения создают магнитное поле, притормаживающее или ускоряющее ротор.
Функционирование системы арретирования координатора цели
После разгона ротора гироскопа автомат разарретирования и пуска (АРП) пускового механизма обеспечивает коммутацию цепей включения в работу системы арретирования.
При этом:
1. Если оптическая ось координатора произвольно отклонена от продольной оси ракеты на некоторый угол пеленга Ψ, то постоянный магнит ротора, вращаясь, будет индуцировать:
а) в статорной обмотке пеленга синусоидальную ЭДС, амплитуда которой несет информацию о величине, а фаза — о направлении отклонения;
б) в обмотке заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы, синусоидальную ЭДС, амплитуда и фаза которой задают отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты на 10° вниз.
2. Так как обмотки включены встречно, то их разностный сигнал ошибки арретирования (Δарр), отработанный до нуля следящим приводом координатора, обеспечит удержание оптической оси на линии прицеливания.
3. После прицеливания, нажатия на пусковой крючок и захвата цели (загорания лампочки) от следящего привода отключается сигнал ошибки арретирования Δарр, формируемый ССО (координатор разарретируется), и подключается сигнал ошибки слежения Δε, формируемый КЦ (координатор начинает следить за целью).
Если излучение от цели не превышает сигнал фона, то АРП обеспечит периодическое арретирование гироскопа (лампочка мигает) и возможность захвата цели.
Функционирование следящего координатора цели при сопровождении цели
1. Благодаря размещению координатора цели на вращающемся роторе гироскопа осуществляется круговое сканирование положения цели относительно оптической оси в пределах поля зрения со стабильной частотой.
2. Тепловое излучение цели, фона и ЛТЦ селектируется и фокусируется оптической системой в виде пятен малого размера (1 мм) в фокальных плоскостях основного (цели) и вспомогательного (помех) каналов координатора. Положение пятен однозначно характеризует пространственное положение цели и помех относительно оптической оси координатора (ошибку слежения).
3. С помощью фотоприёмника сфокусированные тепловые потоки цели и помех подвергаются импульсной модуляции и преобразованию в информационные электрические периодические сигналы ошибки слежения. Причем важно, что в спектре сигнала цели содержится первая гармоника частоты сканирования (fскан), амплитуда которой характеризует величину, а изменение фазы в периоде сканирования (Тскан) — направление ошибки слежения за целью (Δε).
4. Сигналы с выходов основного и вспомогательного каналов координатора поступают на схему переключения (СП) следящей системы, которая обеспечивает защиту от ЛТЦ путём стробирования (временной селекции) в периоде сканирования только сигнала цели. Сигнал цели с выхода СП поступает:
а) на избирательный усилитель;
б) на обнаружитель цели АРП пускового механизма.
5. Избирательный усилитель и амплитудный детектор используются для выделения из сложного сигнала цели информационного сигнала первой гармоники частоты сканирования.
6. Фазовращатель компенсирует временную задержку информационного сигнала в электронном блоке для управления в реальном масштабе времени.
7. В усилителе коррекции происходит повышение качества и мощности сигнала ошибки слежения. Как мы уже знаем, сигнал на выходе усилителя коррекции Uук является:
а) управляющим для исполнительного элемента следящей системы — катушки коррекции;
б) задающим для системы автоматического управления рулями — автопилота;
в) информационным для схем логической коммутации пускового механизма — автомата разарретирования и пуска.
8. Катушка коррекции создает внутри статора магнитное поле, вектор напряженности которого (hк) совпадает с продольной осью ракеты, а его направление и величина изменяются по закону сигнала ошибки слежения, т. е. hк ≈ Uук.
Рис. 33. Использование свойства прецессии гироскопа:
ωпр — вектор угловой скорости прецессии (коррекции СКЦ); вращается с ωр ~ и Мвн;
mр — вектор магнитного момента постоянного магнита (связан с линией раздела полюсов магнита и согласован с положением фотосопротивления; вращается с ωР; имеет постоянную величину);
Н — вектор кинетического момента ротора (имеет постоянную величину и направление; совпадает с осью вращения ротора);
hк — вектор напряженности магнитного поля катушек коррекции (совпадает с продольной осью ракеты; изменяет величину и направление по сигналу ошибки слежения);
Мвн — вектор внешнего момента, создаваемый взаимодействием магнитных полей катушек коррекции и постоянного магнита (вращается с ωР; изменяет величину по сигналу ошибки слежения; точно «привязан» к положению фотосопротивления);
ωр, ωпр — угловая скорость и направление вращения ротора и прецессии ротора;
N, S — полюса постоянного магнита;
