Оптическая головка самонаведения

ОГС предназначена для осуществления захвата и автоматичес­кого сопровождения цели по ее тепловому излучению, измерения угловой скорости линии визирования ракета — цель и формиро­вания управляющего сигнала, пропорционального угловой скоро­сти линии визирования, в том числе и в условиях воздействия ложной тепловой цели (ЛТЦ).

Конструктивно ОГС состоит из координатора 2 (рис. 63) и электронного блока 3. Дополнительным элементом, оформляющим ОГС, является корпус 4. Аэродинамический насадок 1 служит для снижения аэродинамического сопротивления ракеты в полете.

В ОГС применен охлаждаемый фотоприемник, для обеспече­ния требуемой чувствительности которого служит система охлаж­дения 5. В качестве хладагента используется сжиженный газ, получаемый в системе охлаждения из газообразного азота путем дросселирования.

Структурная схема оптической головки самонаведения (рис. 28) состоит из схем следящего координатора и автопилота.

Следящий координатор (СК) осуществляет непрерывное ав­томатическое слежение за целью, формирует сигнал коррекции для совмещения оптической оси координатора с линией визиро­вания и обеспечивает подачу управляющего сигнала, пропорцио­нального угловой скорости линии визирования, в автопилот (АП).

Следящий координатор состоит из координатора, электрон­ного блока, системы коррекции гироскопа и гироскопа.

Координатор состоит из объектива, двух фотоприемников (ФПок и ФПвк) и двух предусилителсй электрических сигналов (ПУок и ПУвк). В фокальных плоскостях основного и вспомогательного спектральных диапазонов объектива координатора на­ходятся соответственно фотоприемники ФПок и ФПвк с радиально расположенными относительно оптической оси растрами определенной конфигурации.

Объектив, фотоприемники, предусилители закреплены на ро­торе гироскопа и вращаются вместе с ним, причем оптическая ось объектива совпадает с осью собственного вращения ротора ги­роскопа. Ротор гироскопа, основную массу которого составляет постоянный магнит, установлен в кардановом подвесе, позволяющем ему отклоняться от продольной оси ОГС на угол пеленга в любом направлении относительно двух взаимно перпендикуляр­ных осей. При вращении ротора гироскопа происходит обзор про­странства в пределах поля зрения объектива в обоих спектраль­ных диапазонах с помощью фоторезисторов.

Изображения удаленного источника излучения расположены в фокальных плоскостях обоих спектров оптической системы в виде пятен рассеяния. Если направление на цель совпадает с оптичес­кой осью объектива, изображение фокусируется в центр поля зрения ОГС. При появлении углового рассогласования между осью объектива и направлением на цель пятно рассеяния смещается. При вращении ротора гироскопа фоторезисторы засвечиваются на время прохождения пятна рассеяния над фоточувствительным слоем. Такая импульсная засветка преобразуется фоторезистора­ми в электрические импульсы, длительность которых зависит от величины углового рассогласования, причем с увеличением рассо­гласования при выбранной форме растра длительность их умень­шается. Частота следования импульсов равна частоте вращения фоторезистора.

Рис. 28. Структурная схема оптической головки самонаведения

Сигналы с выходов фотоприемников ФПок и ФПвк поступают соответственно на предусилители ПУок и ПУвк, которые связаны общей системой автоматического регулирования усиления АРУ1, работающей по сигналу с ПУок. Этим обеспечивается постоянство отношения величин и сохранение формы выходных сигналов пред-усилителей в требуемом диапазоне изменения мощности прини­маемого ОГС излучения. Сигнал с ПУок поступает на схему пере­ключения (СП), предназначенную для защиты от ЛТЦ и фоновых помех. Защита от ЛТЦ основана на разных значениях температур излучения от реальной цели и ЛТЦ, определяющих различие в положении максимумов их спектральных характеристик.

На СП поступает также сигнал с ПУвк, содержащий информа­цию о помехах. Отношение величины излучения от цели, прини­маемого вспомогательным каналом, к величине излучения от це­ли, принимаемого основным каналом, будет меньше единицы, и сигнал от ЛТЦ на выход СП не проходит.

В СП для цели формируется пропускной строб; выделенный на СП сигнал от цели поступает на избирательный усилитель и амплитудный детектор. Амплитудный детектор (АД) выделяет сигнал, амплитуда первой гармоники которого зависит от углово­го рассогласования между оптической осью объектива и направ­лением на цель. Далее сигнал проходит через фазовращатель, ко­торый компенсирует запаздывание сигнала в электронном блоке, и поступает на вход усилителя коррекции, усиливающего сигнал по мощности, что необходимо для осуществления коррекции гиро­скопа и подачи сигнала в АП. Нагрузкой усилителя коррекции (УК) служат обмотки коррекции и последовательно соединенные с ними активные сопротивления, сигналы с которых поступают в АП.

Наводимое в катушках коррекции электромагнитное поле взаи­модействует с магнитным полем магнита ротора гироскопа, вы­нуждая его прецессировать в сторону уменьшения рассогласова­ния между оптической осью объектива и направлением на цель. Таким образом, осуществляется слежение ОГС за целью.

При малых расстояниях до цели увеличиваются воспринимае­мые ОГС размеры излучения от цели, что приводит к изменению характеристик импульсных сигналов с выхода фотоприемников, из-за чего ухудшается способность слежения ОГС за целью. Для исключения этого явления в электронном блоке СК предусмотре­на схема ближней зоны, обеспечивающая слежение за энергети­ческим центром реактивной струи и сопла.

Автопилот выполняет следующие функции:

фильтрацию сигнала с СК для повышения качества сигнала управления ракетой;

формирование сигнала на разворот ракеты на начальном уча­стке траектории для автоматического обеспечения необходимых углов возвышения и упреждения;

преобразование сигнала коррекции в сигнал управления на частоте управления ракеты;

формирование команды управления на рулевом приводе, работающем в релейном режиме.

Входными сигналами автопилота являются сигналы усилителя коррекции, схемы ближней зоны и пеленговой обмотки, а выходным сигналом — сигнал с двухтактного усилителя мощности, на­грузкой которого являются обмотки электромагнитов золотниково­го распределителя рулевой машинки.

Сигнал усилителя коррекции проходит через последовательно соединенные синхронный фильтр и динамический ограничитель и поступает на вход сумматора ∑І. Сигнал с пеленговой обмотки поступает на схему ФСУР по пеленгу. Он необходим на началь­ном участке траектории для сокращения времени выхода на ме­тод наведения и задания плоскости наведения. Выходной сигнал с ФСУР поступает на сумматор ∑І.

Сигнал с выхода сумматора ∑І, частота которого равна часто­те вращения ротора гироскопа, поступает на фазовый детектор. Опорным сигналом фазового детонатора является сигнал с об­мотки ГОН. Обмотка ГОН устанавливается в ОГС таким обра­зом, чтобы ее продольная ось лежала в плоскости, перпендику­лярной продольной оси ОГС. Частота наводимого в обмотке ГОН сигнала равна сумме частот вращения гироскопа и ракеты. По­этому одной из составляющих выходного сигнала фазового детек­тора является сигнал на частоте вращения ракеты.

Выходной сигнал фазового детектора поступает на фильтр, на входе которого суммируется с сигналом генератора линеаризации в сумматоре ∑ІІ. Фильтр подавляет высокочастотные составляю­щие сигнала с фазового детектора и уменьшает нелинейные иска­жения сигнала генератора линеаризации. Выходной сигнал с филь­тра подастся на усилитель-ограничитель с большим коэффициен­том усиления, на второй вход которого поступает сигнал с датчи­ка угловых скоростей ракеты. С усилителя-ограничителя сигнал поступает на усилитель мощности, нагрузкой которого являются обмотки электромагнитов золотникового распределителя рулевой машинки.

Система арретирования гироскопа предназначена для согласо­вания оптической оси координатора с визирной осью прицельно­го устройства, которая составляет заданный угол с продольной осью ракеты. В связи с этим при прицеливании цель будет нахо­диться в поле зрения ОГС.

Датчиком отклонения оси гироскопа от продольной оси раке­ты является пеленговая обмотка, продольная ось которой совпа­дает с продольной осью ракеты. В случае отклонения оси гиро­скопа от продольной оси пеленговой обмотки амплитуда и фаза наводимой в ней ЭДС однозначно характеризуют величину и на­правление угла рассогласования. Встречно с пеленговой обмоткой включена обмотка заклона, расположенная в блоке датчиков пус­ковой трубы. Наводимая в обмотке заклона ЭДС по величине про­порциональна углу между визирной осью прицельного устройства и продольной осью ракеты.

Разностный сигнал с обмотки заклона и пеленговой обмотки, усиленный по напряжению и мощности в следящем координаторе, поступает в обмотки коррекции гироскопа. Под воздействием мо­мента со стороны системы коррекции гироскоп прецессирует в сторону уменьшения угла рассогласования с визирной осью при­цельного устройства и арретируется в этом положении. Разарретирование гироскопа осуществляется АРП при переводе ОГС в ре­жим слежения.

Для поддержания скорости вращения ротора гироскопа в тре­буемых пределах служит система стабилизации оборотов.