4.4. Внешние связи.

АРГС связана с электросхемой ракеты двумя разъемами У1 и У2.

Через разъем У1 в АРГС поступают напряжения электропитания 27 В БС и 36 В 400 Гц.

Через разъем У2 в АРГС подаются команды управления в виде напряжения 27 В и осуществляется обмен цифровой информацией двуполярным последовательным кодом.

Разъем У3 предназначен для контроля. Через него в АРГС подается команда «Контроль», а из АРГС выдается интегральный аналоговый сигнал «Исправность», информация о работоспособности блоков и устройств АРГС в виде двуполярного последовательного кода и напряжения вторичного источника питания АРГС.

4.5. Электропитание

Для питания АРГС от электросхемы ракеты поступают:

- напряжение постоянное БС 27 ± 2,7

- переменное трехфазное напряжение 36 ± 3,6 В частотой 400 ± 20 Гц.

Токи потребления от системы электроснабжения:

- по цепи 27 В – не более 24,5 А;

- по цепи 36 В 400 Гц – не более 0,6 А по каждой фазе.

4.6. Конструкция.

Моноблок выполнен из литого магниевого корпуса, на котором установлены блоки и узлы, и крышка, которая крепится к задней стенки корпуса. На крышке установлены разъемы У1 – У3, технологический разъем «КОНТРОЛЬ», не используемые в эксплуатации, тумблер «РЕЖИМ В» зафиксирован в определенном положении защитным колпачком (втулкой). В передней части моноблока расположена антенна. Непосредственно на волноводно-щелевой решетке антенны расположены элементы высокочастотного тракта и устройства управления ими. Корпус отсека 1 выполнен в виде сварной титановой конструкции со шпангоутами.

Конус выполнен керамического радиопрозрачного стеклопластика и заканчивается титановым кольцом, обеспечивающим крепление конуса к корпусу отсека 1 с помощью клинового соединения.

По периметру крышки и конуса установлены резиновые прокладки, обеспечивающие герметизацию АРГС.

После окончательной настройки на заводе-изготовителе перед установкой моноблока в корпус все наружные металлические детали, не имеющие лакокрасочного покрытия, обезжириваются и покрываются смазкой.

5. Аппаратура стабилизации и управления

5.1 Назначение и состав.

Аппаратура стабилизации и управления ракеты(АСУР) предназначена:

• Для осуществления во взаимодействии с аппаратурой носителя, автоматизированной подготовки ракеты к применению при нахождении ее на пусковой установке (ПУ) (на этапе совместного движения) и производства других пусковых операций;

• Для управления процессами функционирования и взаимодействия систем ракеты на этапе автономного полета после старта с ПУ, включая процессы стабилизации и управления движением ракеты.

Аппаратура стабилизации и управления включает в себя:

• Инерциальную систему управления (ИСУ);

• Четыре рулевых привода (РП);

• Радиовысотометр (РВ).

5.2 Работа

АСУР входит в состав бортовой системы управления (БСУ), функциональные связи и структура которой изменяются в зависимости от этапа и стадии функционирования. На этапе совместного движения до начала предстартовой подготовки (ПП) ракеты все составные части и элементы БСУ обесточены. Между ракетой и носителем осуществляется лишь одна функциональная связь: с момента выбора оператором в качестве оружия ракеты Х-35 и поступления от аппаратуры системы управления (АСУ) на вход электроцепи блокировок команды «КБ» (контроль блокировок) с выхода этой цепи при ее исправном состоянии выдается сигнал «Признак» в форме напряжения -27 В.

Выдача и контроль этого сигнала осуществляются непрерывно до момента старта ракеты. При отсутствии сигнала «Признак» выдача электропитания в ракету запрещается.

На стадии ПП, которая начинается с момента подачи в ракету электропитания, БСУ во взаимодействии с АСУ организует момент ее проведения.

РП на стадии ПП не функционируют. В то же время имеются развитые функциональные связи между БСУ ракеты и АСУ, которые работают как единый автоматизированный комплекс, действующий при ограниченном вмешательстве оператора.

ПП включает в себя операции:

• Встроенного контроля систем ракеты с формированием по его окончанию сигнала «Исправность» в форме напряжения +27 В;

• Выхода РВ на режим контроля и работы его в этом режиме с выдачей контрольных параметров в ИСУ в цифровой форме;

• Функционирования АРГС с последующим проведением автоматического бортового контроля (АБК) и выдачей по его окончанию сигнала «Исправ. АРГС» в ИСУ в цифровой форме;

• Контроля подсистем ИСУ с последующим выполнением начальной выставки (НВ) инерциальной навигационной системы (ИНС) в горизонт и по азимуту по сигналам, поступающим от АСУ в цифровой форме;

• Включения и выхода на режим электронасоса топливной системы ракеты.

Длительность ПП составляет 60с.

Правильность функционирования ракеты на стадии ПП и последующих стадиях контролируется АСУ автоматически по выдаваемым сигналам:

• Приведение в рабочее положение консолей крыльев, рулей и стабилизаторов;

• Подача пневмопитания в пневмоусилители РП;

• Включение программы выработки разовых команд ИСУ;

• Снятие первой ступени предохранения ПДУ;

• Наложение запрета на режим АБК АРГС;

• Открытие клапана на входе топливной магистрали МД с одновременным закрытием клапана пролива топлива.

В последующем управление процессами функционирования систем ракеты передается ИСУ, которая формирует и выдает в заданной временной и логической последовательности необходимые команды управления. При этом отсчет временных интервалов производится программно, в большинстве случаев от момента принятия команды «Отделение».

По командам, формируемым ИСУ на стартовом участке, производятся:

• Стабилизация движения ракеты относительно центра масс;

• Перевод РВ в рабочий режим;

• Отделением стартовой ступени ракеты после окончания работы СД;

• Запуск МД.

Следующая стадия функционирования систем ракеты на этапе автономного полета – управляемый полет

На стадии управляемого полета продолжается выход на режим МД. При достижении турбиной МД частоты вращения, равной 80% от установившегося максимального значения, напряжение на выходе генератора МД возрастает до величины, при которой происходит выдача из БВРК сигнала «СГГ» (сигнала готовности генератора), по которому электроавтоматика отключает батареи от сети электропитания ракеты. В дальнейшем электропитание систем ракеты постоянным напряжением 27 В происходит от генератора МД через БВРК.

Сигнал «СГГ» использован также для снятия второй ступени предохранения ПДУ через 5-10 с после отделения ракеты от носителя.

При достижении давления воздуха на выходе из компрессора МД величины давления перехода пневмопитание РП начинает осуществляться от компрессора.

Время выхода МД на режим 0,8 n max составляет от 2,6 до 4,5 с, на режим 0,98 n max - от 6 до 8 с, на режим максимальной тяги – не превышает 120 с.

Управление движением ракеты производится в двух плоскостях – бокового и продольного движения, что соответствует определению координат движения ракеты и цели в двух взаимно перпендикулярных плоскостях XOZ и XOY инерциальной системы координат ракеты.

Алгоритм управления в плоскости продольного движения, реализуемый ИСУ, предусматривает последовательное решение следующих задач:

• Программный вывод ракеты на высоту маршевого полета H1 = 10…15м

• Стабилизацию высоты H1 ;

• Снижение высоты до величины H2 = 3..5 м после коррекции координатной информации о местоположении цели по данным АРГС;

• Стабилизацию высоты H2.

Алгоритм управления в плоскости бокового движения обеспечивает:

• До обнаружения и взятия на автосопровождение цели АРГС – вывод ракеты в зону поиска цели;

• После взятия цели на автосопровождение АРГС – сопровождение ракеты на цель по сигналам АРГС.

• Включение АРГС в режим поиска цели осуществляется по команде «КВГ» (команда включения головки), формируемой ИСУ в момент выполнения суммы условий:

  • Генератор МД на режим вышел;

  • Ракета по высоту H1 вышла;

  • Разворот ракеты в направлении заданной цели в плоскости бокового движения произошел;

  • Заданная дальность цели Двкл достигнута.

Контроль выполнения первого из названных условий осуществляется ИСУ косвенным образом – по временному интервалу, отсчитываемому от момента выдачи команды на запуск МД. Этот интервал принимается равным

τ _{расч.ген}. = (4,5 + 0,3 Но)с,

где Но – высота старта ракеты в километрах.

Через 2с после выдачи «КВГ» ИСУ выдает в АРГС массив цифровых данных, содержащий информацию о зоне поиска цели и методе поиска.

Завершающими операциями функционирования ракеты являются снятие последней ступени предохранения ПДУ по команде ИСУ, срабатывание контактных датчиков и боевой части (БЧ) в момент встречи ракеты с целью (преградой).