КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1

।

-1'

КОМПЛЕКСНОЕ ПРОЕКТНОЕ ЗАДАНИЕ
пА СИСТЕМУ - ЬО

/Технологическая часть/

огневой комплекс системы - so

Книга I

ГЛАВНЫЙ КОНСТРУКТОР:

г .Москва
IQS'7 г;
-2-

СОДЕРЖАНИЕ

Книга I

Глава I,
Принципы построения основных средств
огневого комплекса.............................!	6

г
А. Станция наведения,.........................

я

I.	Структурная схема станции наведения!..........................

2,	Метод обзора пространства и зона обзора..1....................

станции наведения.......................................F.....

3.	Зоны обзора и сопровождения целей.......................#...!

4.	Зоны сопровождения и управления ракетами................%....

5.	Метод автоматического определения координат
цели и ракеты.............................................А....

6.	Метод индикации.........................................SA....

7.	Метод ручного сопровождения целей',. •.................$£....

8.	Метод выработки команд управления.......................

9.	Метод передачи команд управления ракетами...............ff....

10.	Стробирование сигналов ответчиков ракет;..............(ГС...

II.	Система селекции движущихся целей;...................(ft....

12.	Метод функционального контроля!........................АА • •.

Б. Ракета типа 225 ......................ftt...

/а<*

В • Огневая позиция ............................ ..

Анализ условий захвата ракеты на автосопровождение...	.

Глава П«
Принцип управления ракетой............................ft... *

I.	Методы наведения........................................ft..!'.

2.	Каналы управления........................"..............ff6....

3,	Требования к контуру управления.........................fff...
Книга - Ц

Глава Ш:
Контур управления ракетой...........................А

I,	Автономный полет ракеты,...................................., .А.

2.	Вывод ракеты на кинематическую траектории....,............../f.

3.	Стабилизация ракеты вокруг поперечных осей.. ;.....^......../А

4.	Наведение ракеты на цель..........,........................

5.	Стабилизация движения ракеты относительной продольной оси
на этапе наведения............................................./ff

6.	Точность наведения..............................................Л

Книга - Ш

Глава 1у:
Общие характеристики огневого комплекса,....................

I. Зоны поражения целей и зоны пуска ракету....................Л...

21 Эффективность поражения цели огневым комплексом ... ........Л°.. • •

3.	Средства помехозащиты огневого комплекса;...................

4.	Организация и управление боевой работой огневого комплекса...^...

5.	Основные тактико-технические характеоистики огневого
комплекса....................1,-............................... ....^Ч..

Глава У;

Дояс обороны:

I.	Пояс оборпнн,.................................................... /fa . . .

2.	Меры, обеспечивающие взаимные развязки радиоканалов огневых
ксгплексов при одновременной работе в поясе оборрны.............../£?,..

3.	Опознавание в поясе обороны....................................•..

Приложение ; Развязка объектов за счет местности.........................
В в е д е н и е

Многоканальный зенитный огневой комплекс С-50 является основ-
ной боевой единицей зенитных реактивных средств, входящих в общую
систему противовоздушной обороны г. Ленинграда	и предназ-

начается для непосредственного поражения (сбития) бомбардировщиков
и самолетов-снарядов (крылатых ракет), обладающих отражательными
способностями не хуже отражательных способностей самолетов типа
ИЛ-28 и МИГ-17 соответственно.

Решение задачи поражения воздушных целей в огневом комплексе
осуществляется с помощью зенитных управляемых ракет,выпускаемых с
огневой позиции комплекса и наводимых на цели наземной радиолока-
ционной станцией.

Наземная радиолокационная станция наведение, боекомплект зе-
нитных убавляемых ракет и оборудование огневой позиции являются
основными средствами огневого комплекса. В процессе подготовки к
пуску и последующего наведения указанные средства работают в стро-
гой последовательности и тесном взаимодействии. При этом, в ходе
наведения ракеты на цель, станция наведения и управляемая ракета
в своем взаимодействии образуют единую следящую систему - контур
управления ракетой,

В настоящем разделе "Комплексного проектного задания на раз-
работку средств системы -50" кратко рассматриваются общие принци-
пы построения основных средств многоканального огневого комплекса
С-50, Более подробные сведения о них даются в соответствующих раз-
делах "Комплексного проектного задания".

Основное внимание здесь уделено рассмотрению принятых методов
наведения и формирования контура управления ракетой, а также оценке
точности наведения ракеты на цель. Кроме того, определяются прост-
ранственные зоны действия средств огневого комплекса, оценивается
эффективность стрельбы и распределение вероятности поражения по
зонам обстрела, дается характеристика помехозащищенности и прин-
цип управления средствами огневого комплекса.

В заключение раздела приводятся основные тактико-технические
характеристики огневого комплекса и соображения по организации
пояса обороны.
Раздел "Огневой комплекс системы -ои" включает в себя 3 книги:

Книга I - Принципы построения основных средств огневого комплекса
и принцип управления ракетой (главы I и П)

Книга П - Контур управления ракетой ( глава Ш).

Книга Ш - Общие характеристики огневого комплекса и пояс обороны
(главы 1У и У)^
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1

“6-

ГЛАВА I
принципы построения шнизных средств огневого
ГОШЕКСА

многоканальный огневой комплекс системы»50 строится по принци-
пам, использованным в огневом комплексе действующей системы-25. Эти
принципы, в основном, сводятся к следующему.

многоканальная станция наведения производит обзор достаточно
большого об"ема пространства и обеспечивает одновременное, по незави-
сг.’« каналам,сопровождение /определение координат/ многих целей,на-
ходяцаюя в просматриваемом пространстве. Зона обзора станции созда-
ется путем облучения пространства мощными зондирующими импульсами
высокочастотной энергии и приёма отраженных от целей сигналов через
две антенны, образующих два веерообразных луча и обеспечивающих скани-
рование лучей во взаимно-перпендикулярных направлениях.

Принятые через каждую из антенн отраженные от целей сигналы ис-
пользуются для определения одной соответствующей угловой координаты
и дальности каждой цели.

После того как цели взяты на сопровождение и определена возмож-
ность пуска по ним ракет, со станции наведения -одновременно или в
определенной последовательности выдаются команды пуска на огневую по-
зицию и производится пуск ракет. При этом, команды пуска выдаются на
строго определенные пусковые установки огневой позиции, связанные с
соответствующими каналами сопровождения целей.

Определение координат /сопровождение/ многих ракет, выпущенных
для поражения многих целей производится так же как и определение ко- г
ординат целей одновременно независимыми каналами сопровождения ракет.
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1

-7-

Каждый канал сопровождения ракет жестко связан с определенной
пусковой установкой огневой позиции и соответствующим каналог со-
провождения цели.

Захват ракеты на сопровождение и последующее сопровождение ее

происходит автоматически по сигналам ответчиков, установленных на
ракетах. Ответчики ракет запускаются зондирующими импульсами, облу-
чающими цели, а прием ответных сигналов производится через те-же

антенны, что и прием сигналов, отраженных от целей, но отдельными
приемниками, специально предусмотренными в станции наведения.

По данным о текущих значениях координат каждой пары /цель-ракета/
в станции, согласно принятому методу наведения, вырабатываются коман-
ды управления ракетой. Выработка команд управления производится по

разностным значениям соответствующих координат цели и ракеты, а не
по их абсолютным значениям, что дает возможность повысить точность
наведения.

Команды управления ракетой, выработанные на станции наведения,
с помощью аппаратуры специальной радиолинии передаются на Оорт ракеты
и через автопилот управляют ее полетом.

Таким образом в многоканальном огневом комплексе:

-	одна и та же станция наведения с широкой зоной обзора исполь-
зуется для одновременного сопровождения многих целей и ракет;

-	для наведения ракет на цели используется командный метод
управления, когда команды управления вырабатываются на земле и пере-
даются на каждую ракету с помощью специальной радиолинии;

-	команды управления ракетами вырабатываются по разностным зна-
чениям соответствующих координат цели и ракеты /разностный метод вы-
работки команд/.

Следует отметить, что совокупность аппаратуры, обеспечивающей
сопровождение одной цели и наводимой на нее ракеты, устройства выра-
ботки команд для данной ракеты, а также передающего устройства радио-*
линии ее управления в дальнейшем .называется каналом нагедения стан-
ции.
-S'-

Аппаратура канала наведения во взаимодействии с приемной аппа-
ратурой радиолинии управления, находящейся на борту ракеты и с са-
мой ракетой в процессе наведения образуют единую следящую систему -
контур управления ракетой.

А. СТАНЦИЯ НАВЩНИЯ

I.	СТРУКТУРНАЯ СХЕМА СТАНЦИИ НАВЕДЕНИЯ

Станция наведения обеспечивает выполнение следующих основных
функций:

-	обнаружение целей, находящихся в зоне обзора;

-	автоматическое или ручное сопровождение одиночных или груп-
повых целей;

-	автоматическое сопровождение ракет, наводимых на цели;

-	выработку команд управления ракетами при наведении их на
цели;

-	передачу команд управления на борт ракеты.

Выполнение этих основных функций связано с выполнением ряда
промежуточных, переходных или вспомогательных операций; к ним от-
носятся:

-	захват сигналов целей или ракет следящими системами для их
автоматического или ручного сопровождения;

-	переход из режима автоматического сопровождения целей в ре-
жим ручного сопровождения и обратно в зависимости от характера це-
лей й реальных условий боевой работы;

-	управление предстартовой подготовкой ракет и их пуском;

-	выбор момента пуска ракеты и передача сигнала "пуск" на старт

-	стробирование сигналов запроса ответчиков ракет для уничто-
жения взаимных помех между станциями наведения;

-	проведение функционального и регламентного контроля для обес-
печения высокой надежности работы;

-	переход с рабочего комплекта аппаратуры на резервный в слу-
чае неисправностей аппаратуры.
-9-

Выполнение всех функций станцией наведения обеспечивает:

-	одновременное автоматическое сопровождение 20 одиночных
целей и наведение на них до 20 ракет с возможностью одновремен-
ного наведения на одну цель от 4 до Ч ракет;

-	одновременное ручное сопровождение до 8 одиночных или
групповых целей и наведение на них до 20 ракет с возможностью
одновременного наведения на одну цель от 7 до 5 ракет.

Для решения этой задачи в составе станции предусмотрено: 20
каналов автоматического и 8 каналов ручного полуавтоматическо
го определения координат целей и 20 каналов автоматического опре
деления координат ракеты, а также 20 устройств для выработки
команд управления ракетами и 20 каналов для радиопередачи этих
команд на ракеты.

Из конструктивных соображений и для удобства управления боевой
работой указанные 20 каналов наведения обпединены в четыре груп-
пы по 5 каналов в каждой. Каждой группе придан комплект аппара-
туры индикации и управления и комплекты усилителей и приемников сиг
налов целей и ответчиков.

Аппаратура радиотракта - антенны, передающие устройства и вы-
сокочастотные блоки приемников, а также система опорных напряжений,
аппаратура управления включением станции и передатчик стробирования
являются общими элементами для всех каналов наведения. Общая зона
обзора станции для всех каналов наведения позволяет иметь общую кар
тину зоны на индикаторах всех четырех групп, что позволяет успешно
осуществлять целераспределение между каналами. Аппаратура селекции
движущихся целей, аппаратура функционального контроля, а также вспО'
могательная аппаратура коммутации и распределения сигналов придана
каждой группе каналов станции.

Таким образом, вся аппаратура станции разделена на три части:
общая часть, групповая часть и канальная часть.



ЕТД1Ш1 CH-5IJ
-ю-

Структурная схема, показывающая состав станции приведена на
рис. 1-4. Такое построение станции наведения позволяет сократить ее
состав и уменьшить количество аппаратуры, обеспечивая в тоже время
большие удобства управления боевой работой. Этот принцип построения
проверен эксплуатацией станции Б-200, имеющей аналогичную структур-
ную схену и показал хорошие результаты в работе.

2.	МДТЦД ОБЗОРА ПРОСТРАНСТВА И ЗОНА ОБЗОРА СТАНЦИИ НАВЕДЕНИИ

Сканирование пространства лучом антенны осуществляется путем
перемещения диаграммы направленности, имеющей вид лепестка, узкого
в плоскости сканирования и широкого в перпендикулярной ей плоскости,
п пилообразному закону. Точность определения текущих координат цели
и ракеты и разности их координат определяется шириной диаграммы на-
правленности в плоскости сканирования и мало зависит от ширины секто-
ра сканирования. Это обстоятельство позволяет выбирать сектор обзора
достаточно широким для быстрого обнаружения цели, вывода ракеты на
траекторию, одновременного сопровождения цели и ракеты и применения
упрежденных методов управления ракетой в полете.

Для обзора пространства в вертикальной плоскости одной антенной
/антенна АВ/ создается луч широкий в горизонтальной плоскости и узкий
в вертикальной плоскости. При-сканировании луч периодически просма-
тривает зону обзора по углу места снизу-вверх перемещаясь с по-
стоянной скоростью.

Для обзора пространства в азимутальной плоскости вторая антен-
на /антенна АГ/ аналогично просматривает пространство, перемещая
слева-направо луч, широкий в вертикальной плоскости и узкий в азиму-
тальной плоскости.

Пределы сканирования луча в горизонтальной и вертикальной плос-
костях не менее ± 27° от нормали к раскрыву антенн.

Зонами обзора антенн АГ и АВ называются области пространства,
облучаемые этими антеннами в процессе качания лучей. При этом луч
каждой антенны полагается бесконечно узким, совпадающим с главные
сечением диаграммы направленности в плоскости вектора Н, а влияние
I----------------- ---- ---------------- — _ -	...	.
КОНСТРУ КТОРСКОЕ БЮ1ЮХо_1

42,-

боковых лепестков в плоскости вектора Н не учитывается. Области об-
зора пространства заключаются, естественно, в телесном угле, измеря-
емом между крайними положениями диаграмм направленности в плоскости
вектора Е.

В антенных системах станции Б-200 границы зоны обзора соответ-
ственно представляли собой плоскости расположенные под углом ±21*
к директрисе станции наведения.

В антенных системах АГ и АВ эти границы несколько изменяются.
Пространственная диаграмма направленности антенн АГ, АВ определяется
следующим выражением:

л/

z J

Здесь:

bl - угол между осью X , направленной вдоль широкой стороны рас-
крыва антенны и направлением на точку визировании;

f> - угол между осью У , направленной вдоль узкой стороны расьфы-
ва и направлением на точку визирования;

ok- угол качания луча /угол между осью X и направлением парал-
лельного пучка лучей, выходящих из раскрыва антенны/;

где:

х - координата, отсчитываемая от середины излучающей части раскры-
ва вдоль оси X .

Л - длина излучающей части раскрыва;

- амплитудное распределение поля вдоль раскрыва антенны;

2,	SllAOlc
-/3-

Здесь:

До - ширина параллельного пучка лучей, равная длине раскрыва
полупараболы;

I - ширина раскрыва антенны.

Смысл этих величин поясняется рисунками № 1-$ и 1-3.

Формулу /I/ можно записать в следующем виде:-

= F J-(p)

/2/

Где:

/3/

представляет функцию, зависящую от ot,o(0 , но не зависящую
от f> .

// . Sin (к 4

= л f	/4/

функция зависящая от угла /3 и не зависящая от углов # и оС> »
Функция F(<*,<**J представляет собой диаграмму направленности
антенны в плоскости вектора Н, так как в главной плоскости /при

- 90°/ изменение углов и направлено вдоль вектора маг-
нитного поля Н.

 Аналогично функция называется диаграммой направленности
антенны в плоскости вектора электрического поля Е. Анализируя вы-
ражение /3/ , можно придти к заключению, что диаграмма направленно-
сти антенны в плоскости вектора Н, а следовательно, и положение
максимума диаграммы направленности в плоскости вектора Н не зависит
от угла ft , а при заданном угле качания о4> определяется углом
-И-

рмс. 2“
-/5-

Последнее обстоятельство означает, что для каждого значения
угла качания <хЛ направление максимумов диаграммы направленности в
плоскости вектора Н образует в пространстве коническую поверхность
/ = Соы1 / вокруг оси X с вершиной в центре раскрыва 0 /см.рис.

Н/.

С другой стороны из выражения /4/ видно, что диаграмма напра-
вленности в плоскости вектора Е не зависит от углов * и <*„ , а опре
деляется углом .

Поэтому линии равного уровня диаграммы направленности в плоско-
сти вектора Е также образуют конические поверхности Jji = Const [ вокруг
оси Y .

2. 30HJ ОБЗОРА И ЦОПРС ВОЖДЕНИЯ ЦЕЛЕН

Для нахождения геометрических границ зоны обзора необходимо
рассчитать сечение горизонтальными плоскостями конических поверх-
ностей, по которым свертываются диаграммы направленности азимуталь-
ной и угломестной антенн в крайних положениях сектора сканирования

Боковые границы зоны обзора определяются азимутальной антенной
АГ и согласно проведенным расчетам представляют собой гиперболы,
а^симптойы которых соответствуют азимутальным углам / уг = *2?° /.

Дальняя и ближняя границы зон обзора обеспечиваются секторов
сканирования угломестной антенны АВ и согласно расчетам для задан-
ной высоты над поверхностью земли представляют собой участки кривых
2-го порядка.

Зоны обзора антенн АГ и АВ, определенные в горизонтальных плос-
костях на различных высотах приведены на рис. № № I-frtl-II.

Распределение поля, созданного антеннами АГ и АВ в простран-
стве принято рассматривать в виде семейств эквипотенциальных ли-
ний для тех же горизонтальных сечейии.
Рис. 1-6 Зоны обзора антенн АВ, АГ.
-17-

Н=5	8 = 39° ?) = 32°

Рис.1-7 Зоны обзора антенн АВ; АГ
Н = 10 8=39° В=32°

Рис.1-5 Зоны обзора антенн АВ,АГ

i IK.13 Цин
- 19 -

Рис 1-9 Зоны обзора антенн АВ, АГ.
-20-

Н=20 0=39° §=32°
-21-

Н=25	0=39° Ъ=32°

Рис.1-11 Зоны обзора антенн АВ, АГ
Н=25	0=39° t) = 32

Рис. 2-11 Зоны обзора антенн АВ, АГ
-22-

Поле, создаваемое антенной АГ в произвольной точке Р /рис. 1-13/

пространства определяется следующим соотношением:

и

S/n (_ Сп # J

Cni



/5/

где:

R - наклонная дальность до точки Р;

А - постоянный коэффициент, определяемый мощностью станции;

А - рабочая длина волны;

J - угол между плоскостью, в которой расположена узкая сторона
раскрыва и направлением на точку Р.

- угол между осью <? и направлением на точку Р;

//У- диаграмма направленности антенны в плоскости вектора Н.

При определении поля в момент прохождения через точку Р мак-
симума луча антенны /в плоскости вектора Н/ функция 4 и поле
в точке Р равно:

*'	,	/6/

Для оценки зон обзора и сопровождения целей необходимо на ос-
новании экспериментальных данных знать дальность сопровождения ре-
альных целей /в данном случае самолета МиГ-17/ при принятых в стан-
ции параметрах радиотракта /мощности передатчика, чувствительности
приемника, потерях в линии/.

В расчете .зон обзора система эквипотенциальных линий нормиру-
ется к максимуму диаграммы направленности на дальности км:

/В максимуме диаграммы направленности

. ¥

км - экспериментально полученное расстояние, при котором
происходит 10 0^ захват цели МиГ-17 для сопровождения/.
-23-

РИС НЗ
Тогда:	Р w	/7/

Величины, входящие в это выражение определяются формулами:

i Sin£ CcrtS -	Г/л/	/8/

о - -1—

K "	5/^	/9/

J -	JL-

tjt	Г®/

где:

f- угол места точки Р;

уЗ- азимут;

%- угол наклона раскрыва антенны;

d- горизонтальная дальность;

Н- высота над поверхностью земли.

Решая совместно систему уравнений /7/; /8/; /9/; /10/ можно
построить семейства эквипотенциальных линий для антенны АГ на задан-
ных высотах Н.

Аналогично проводятся расчеты для определения величины поля
создаваемого антенной АВ в любой точке пространства в эоне обзора.

Определяя для этого случая угол у соотношением /см. рис.
М2/.

/И/

и решая совместно систему уравнений /7/; /9/; /10/; /II/ можно также
построить семейства эквипотенциальных линий Е- Const для антен-
ны АВ на заданных высотах Н.

На рисунках № fe I-6+I-II изображаются геометрические границы
зон обзора антенн АГ и АВ на которых нанесены области называемые
зонами сопровождения.
-25-

Под зоной сопровождения цели подразумевается пространство,
дальняя граница которого определяется дальностью захвата цели для
автосопровождения, а остальные границы совпадают с границами зоны
обзора.

На указанных рисунках изображаются зоны сопровождения ограни-
ченные уровнями захвата цели, рассчитанные для двух целей: Миг-17
и Ил-28.

Как показано выше, диаграммы направленности антенн АГ и АВ име-
ют плоскую веерообразную форму лишь при нормальном падении волны на
выходные раскрывы антенн. При отклонении луча от нормального паде-
ния происходит линейное изменение фазы вдоль раскрыва, вследствие
чего диаграммы направленности обеих антенн деформируются, изгибаясь
по коническим поверхностям. Геометрическим местом максимумов диаграм-
мы направленности в плоскости вектора Н будет коническая поверхность
с углом при вершине 20о = 480*- 2<хо , где - угол
"качания" луча, равный углу между нормалью к раскрыву антенны и нор-
малью к волновому фронту в раскрыве. Положение цели в пространстве
определяется линией пересечения конических поверхностей с углаыи при
общей вершине.

206, - 180°- 2осс,
20Сг =

где:

- углы качания лучей антенны АГ и АВ.

Для работы станции наведения необходимо знать углы % и уг
измеряемые как показано на рис. I-I4,

Эти углы можно связать с земными декартовыми координатами сле-
дующий соотношениями:

Д2/

Уг - atcSm

/13/


Puc. 1-14
-2?-

с у	х Sm 32 *

ув =. azc3tn —-----------

”	/14/

Величины уг; ye;	указаны на рис.1-14.

4. ЗОНЫ СОПРОВ ЗДДЕНйй И УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТАМИ

Эффективная отражающая поверхность ракет во много раз меньше
отражающей поверхности самолета-цели, поэтому дальность устойчиво-
го сопровождения ракет по отраженным сигналам будет также в несколь-
ко раз меньше.

Этим обстоятельством вызывается замена пассивного метода сопро-
вождения ракеты методом запроса ответчика, установленного на ней.
При попадании ракеты в зону обзора станции и пересечении ее лучом
антенны, ответчик посылает сигнал, который используется для измере-
ния координат.

Таким образом, антенные системы производящие излучение высоко-
частотной мощности в пространство, сопровождающие цель и запрашива-
ющие ответчик ракеты, используются также и для приема ответных сиг-
налов ракеты.

При одновременном пуске нескольких ракет, могут возникнуть
взаимные помехи при приеге станцией наведения сигналов от нескольких
ответчиков этих ракет. Чтобь избежать этого,предусмотрена возмож-
ность дополнительной селекции сигналов ответчиков путем использова-
ния четырех различных частот для ракет, пускаемых операторами раз-
личных «групп станции. Этим методом достигается возможность выделе-
ния сигналов ракет, направляемых одним оператором, то есть обеспе-
чивается полная селекция сигналов ракет при захвате их для автома-
тического сопровождения.

Зоны, в которых будет существовать устойчивый прием сигналов
ответчиков ракет будут определяться также формой диаграмм направлен-
ности антенн AJ, и АВ и пределами их качания, а также диаграммой на
правленности антенны ответчика ракеты и направлением ее при полете,
-28-

№---------—----------------------------------------------"

мощностью ответчика ракеты и чувствительностью приемника на станции ;
наведения.

При выбранных мощности ответчика ракеты 50 &т. и чувствитель-
ности приемников станции наведения 90 обеспечивается надежный
прием сигналов ответчиков во всех участках зоны, станции, в которой
могут находиться ракеты, пущенные для поражения целей.

Для обеспечения управления этими ракетами необходимо, чтобы на
любом участке траектории полета ракеты в зоне действия станции наве-
дения существовала бы надежная передача команд управления на борт
ракеты.

Границы этой области устойчивой связи - зоны управления аппа-
ратуры передачи команд, определяются диаграммой направленности ан-
тенны станции передачи команд, направленностью бортовой антенны,
мощностью передатчика на станции наведения и чувствительностью при-
емника на борту ракеты.

Для согласования зоны управления ракетами и зоны сопровожде-
ния целей имеет смысл зоны управления станции передачи команд
ограничивать следующими пределами: ближняя граница и боковые грани-
цы горизонтальных сечений зоны управления должны соответствовать
ближней и боковым границам зон сопровождения целей станции наведе-
ния, дальняя же граница определяется максимальной дальностью дейст-
вия ракеты, то есть является следом образованным пересечением сферы,
радиусом К = 35 км с центром в точке стояния антенны,горизонтальны-
ми секущими плоскостями.

Распределение поля в пространстве, созданного антеннами аппа-
ратуры передачи команд - антеннами АК - рассматривается также в гиде
семейств эквипотенциальных линий, размещенных в горизонтальных сече-
ниях секторов обзора. Величина поля Е в произвольной точке простран-
ства в относительных единицах может быть выражена формулой:

/16/


-29-

где:

RmW- максимальная дальность действия станции;

R - наклонная дальность до точки Р;

Диаграммы направленности типа	соответствен-
но в плоскости вектора Н / v =	/ив плоскости

вектора Е / <x = Co/m£ /;	°

ьо-ьо

- нормирующий множитель;

(Ъ, - ширина диаграммы направленности по точкам половинной

1 мощности в плоскости вектора Н;

9% - ширина диаграммы направленности по точкам половинной
мощности в плоскости вектора Е.

Пространственные точки определяются системой углов
/см. рис. 1-15/, связанных между собой соотношениями:

Cosy —	Cot £ PotA

О	‘	/17/

Cos of =	/18/

За нормирующую "единицу" принято поле в максимуме диаграммы на
дальности	км при ширинах диаграммы направленности по по-

ловинной мощности в обеих плоскостях

Известно, что диаграмма направленности антенны,приподнятой над
землей на несколько длин волн, имеет в вертикальной плоскости мно-
голепестковую форму.

Огибающие пульсаций диаграммы направленности, вызванных влия-
нием 'земли определяются выражениями:

> (‘) = /< М ★ !>&)	/19 /

/ли/


гч

Рис. Т-15
-э/-

jc(t)- диаграмма направленности антенны без учета влияния
земли;

модуль коэффициента отражения, которы может быть рас-
считан для случая вертикально-поляризованной волны по
формуле:

Л, у - if (о -

SoJlhy + У - Ооъгу

где:

4=# - диэлектрическая постоянная сухой почвы;

- углы наклона луча падающего на плоскую поверхность
земли равные 1°, 2° и т.д.

Семейства эквипотенциальных линий Е = Co*st для каждой из
указанных высот получаются путем решения графо-аналитическим спосо-
бом системы уравнений /16/; /17/; /18/; /9/; /10/ относительно Е.

Зоны управления станции передачи команд рассматриваемые в гори-
зонтальных сечениях на различных высотах над поверхностью земли с
нанесенными на них семействами эквипотенциальных линий поля приве-
дены на рис. № № 1-16*1-21.
-52-

рис. 1-16 Зоны станции передачи команд
(Н=3км.)	.
Рис. 1-17 Зоны станции передами команд (н=5км)

-35-
Рис. 1-20 Зоны станции передачи команд (н«20км)
Рис. 1-21 Зоны станиии передачи команд (н=25км)
-38-

5. МЕТОД АВТОМАТИЧЕСКОГО ОПРЕДЕЛЕНИЯ
КООРДИНАТ ЦЕЛИ И РАКЕТЫ

Характер принимаемых сигналов.

Исходными данными для работы устройств определения координат
являются сигналы, отраженные от цели и сигналы ответчика ракеты,
принимаемые станцией наведения*.

Характер этих сигналов зависит от метода обзора пространства.

В станции наведения обзор пространства производится двумя ан-
теннами, узкие веерообразные лучи которых движутся в двух взаимно
перпендикулярных плоскостях - горизонтальной и вертикальной. Движение
каждого луча ограничено заданным сектором обзора /54°/ и происходит
всегда в одном направлении - от начала к конгу сектора, причем, это
движение повторяется периодически с частотой у*. =5,3 гц.

В течение каждого периода обзора обе антенны производят непре-
рывное излучение зондирующих импульсов, следующих с частотой повторе-
ния у> =2000гц. В результате эхо-сигналы цели и сигналы ответчика
ракеты на выходе приемных устройств имеют вид ’’пачек” импульсов час-
тоты у=2000гц, появляющихся с частотой обзора ^£.=5,3 гц.

Временной интервал между двумя соединениями зондирующими импуль
сами является шкалой для измерения дальности облучаемогр об"екта, а
интервал, соответствующий времени прохождения лучом всего сектора
обзора, служит шкалой для измерения угла.

Одна и та же "пачка” сигналов принятая станцией, будет иметь
различный вид на временных развертках, соответствующих разным шка-
лам.

На шкале дальности /рис.1-22а/ принятая "пачка” сигналов представ-
ляет собой несколько наложенных друг на друга имцульсов разной ам-
плитуды.

На шкале угле угла /рис. 1-226/-она имеет нормальный вид пачки им-
пульсов .
-39-

U

а

U

Рис. 1-22 Изображение ^пачки’
аосо - сигналов.

а-„на	даленостч

6-и //or уоо » 4*<о ^/се уела "
-Ц0~

Форма огибающей пачки импульсов на шкале углов определяется
диграммой направленности антенны в плоскости движения луча и описы-
вается примерно законом / Stnmtf для цели и Si* ту - для
ракеты /см.рис.1-23/

где:	у - угол поворота луча антенны

т - коэффициент, определяющий ширину луча в плоскости
обзора.

различие в форме эхо-сигналов цели и сигналов ответчика
обгоняется тем, что в первом случае диаграмма направленности ан-
тенны участвует в формировании огибающей сигналов дважды: при об-
щении цели и при приеме отраженных сигналов, а во втором сдучае
-только один раз: при приеме ответных сигналов, так как мощность
излучения ответчика не зависит от интенсивности облучения ракеты.

Метод измерения координат.

Следящая система для измерения координаты
дальности.

Наибольшую точность определения координат обеспечивает способ
автоматического измерения их с помощью следящих систем.

В станции наведения следящие системы применены для измерения
всех текущих координат - трех координат цели и трех координат раке-
ты. Таким образом, каждый канал станции содержит шесть следящих
систем: две - для измерения дальности, четыре - для измерения углов.

Следящие системы, измеряющие однотипные координаты, имеют оди-
наковую структуру независимо от того, измеряют ли они координату
пели или координату ракеты. Это дает возможность иметь примерно оди-
наковые инструментальные ошибки при измерении абсолютных значений
«ординат и тем самым получить высокую точность при определении
азяостей, соответствующих координат цели и ракеты, используемых в
дальнейшем для выработки команд управления ракетой.

' Ниже подробно рассматривается следящая система для измерения
’ЗЛЬНОСТИ. ‘

Главная особенность работы следящей системы дальности заклю-
чается в том, что импульсы, указывающие дальность до облучаемого
?екта /и следующие с частотой посылок' передатчика/, поступают на
b вход не в виде непрерывного ряда, а в виде отдельных коротких
-м-

Рис. Форма огибающей лачке/
Эосо - сигналов.

а — цели.

б - ракеты
- 42-

пачек, ширина которых составляет лишь небольшую часть /	* jg <

or периода обзора. В то же время управление ракетой должно осу-
ществляться непрерывно,поэтому данные о текущей дальности об"екта
сучше иметь в виде непрерывного ряда импульсов. Задача выработки
такого ряда и решается следящей системой дальности.

Система вырабатывает непрерывный ряд так называемых стробов
сопровождения, следующих с частотой посылок передатчика^=2000гц,
положение которых каждый раз сравнивается с положением импульсов
в пачке.

В результате такого сравнения стробы сопровождения всегда оказывают-
ся более или менее точно совмещенными с импульсами пачки.

Одновременно в блок выработки команд управления ракетой /блок
"ВК"/ выдаются импульсы, жестко связанные по времени со стробами
сопровождения. Временное положение этих импульсов относительно зон-
глрующих импульсов характеризует координату дальности об”екта.

Одно из требований, пред”являемых к системе дальности, заклю-
чается в том, что данные об изменении координаты дальности должны
вдаваться в блок ВК не скачками, а в виде плавной функции времени.
Еа этом основании полоса пропускания частот системой выбрана нас-
только узкой, что система по своим динамическим свойствам оказыва-
ется малоподвижной, инерционной. Степень инерционности системы мож-
но пояснить следующим образом. Если в момент прихода очередной пач-
ки имеется, рассогласование между импульсами пачки и стробами сопро-
взздения, то оно почти совсем не будет отработано в течение времени
действия, одной пачки, и может Сыть устранено лишь за значительно
большее время, равное нескольким периодам следования пачек.

Такие свойства системы позволяют существенно ослабить воздей-
ствие на нее флюктуационных помех, так как искажение помехой одной
икой-либо пачки импульсов мало отразится на отработке системой
истинного рассогласования.

На рис.1-24 представлена упрощенная блок-схема следящей систе-
мы дальности.

Пачки импульсов с выхода приемника после предварительного се-
етиронания поступают на один из входов дискриминатора, на два дру-
-»х его входа подаются стробы сопровождения, представляющие собой
да жестко связанные по времени импульса одинаковой длительности, еле
дувдх с частотой jo *2000гц. Взаимное временное положение их выбра-
фильтр

Рис. 1-24 Упрощенная блок -схема
Следящей системы дальности

КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
- W-

еэ таким, что конец первого импульса совпадает с началом второго,
образуя так называемый "стык” стробов.

Дискриминатор работает по принципу сравнения площадей, на ко-
торые каждый импульс пачки разделяется стыком стробов. Сравнение
производится ло сумме площадей всех импульсов пачки, приходящихся
на каждый из стробов сопровождения. Результат этого сравнения - "сиг
нал ошибки" фиксируется в дискриминаторе на время одного периода
обзора и перед приходом каждой следующей пачки принудительно сбра-
сывается.

Но этому признаку данная следящая система относится к классу импульс
нах следящих систем с фиксацией.

Сигнал ошибки далее поступает на инерционную часть системы,
состоящую из последовательного соединения пассивного ВС-фильтра и
интегратора.

Вводное напряжение интегратора используется в качестве управ-
ляющего напряжения для схемы переменной задержки. Последняя выраба-
тывает так называемые задержанные импульсы, являющиеся выходными
импульсами системы. С ними жестко связываются стробы сопровождения
и импульсы, поступающие в блок выработки команд управления, форми-
руете в отдельных схемах. Временной интервал, указывающий дальность
об"екта, отсчитывается между импульсами, запускающими схему задерж-
ки и импульсами, поступающими в блок выработки команд управления.

Реально схема переменной задержки представляет собой схему
с использованием двух последовательно соединенных фантастронов, так
как одна фантастронная схема не в состоянии перекрыть весь период
повторения импульсов Т ® 500 мксек.

Управлявдее напряжение подается одновременно на оба фантастрона.

На основе рассмотрения блок-схемы следящей системы дальности
могфо указать еще на ряд ее свойств.

Наличие в системе звена идеального интегрирования придает
системе свойства, называемые астатизмом первого порядка. Это озна-
чает., что установившаяся ошибка системы в режиме слежения за сигна-
лам:' от неподвижного об"екта всегда равна нулю независимо от место-
положения об"екта в пределах всего рабочего диапазона дальности.
Всцучае кратковременного пропадания сигналов об"екта режим автосо-
г
провождения в эти^условиях не нарушается, то-есть такая система
имеет "память" по положению.
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1

I	'

При сопровождении сигналов от об"екта, движущегося с постоян-
ной скоростью /здесь имеется ввиду движение по дальности/, устано-
ншаяся ошибка отлична от нуля и неизменна во времени. Величина ее
пропорциональна скорости движения об"екта и обратно пропорциональна
усилению системы.

Если бы в системе в качестве инерционного элемента использова-
ть только звено интегрирования, в ней невозможно было бы иметь
усиление, при котором скоростную ошибку слежения можно считать при-
емлемой, так как система при этом оказалась бы неустойчивой. Введе-
ние в систему также и RC-фильтра, изображенного на блок-схеме, дает
возможность, сохраняя устойчивость, иметь в системе такое усиление,
ври котором ошибками по скорости можно пренебречь. Поэтому рассматри-
ваемая система, являясь астатической первого порядка, близка по своим
свойствам к системе с астатизмом второго порядка, где уже имеется
"память" не только по положению, но и по скорости движения об’екта
или, что то же самое, в установившемся режиме отсутствуют ошибки,
зависящие от положения и скорости движения об’’екта.

Основной динамической ошибкой рассматриваемой системы являет-
ся ошибка по ускорению. Величина ее пропорциональна ускорению, а
также постоянной времени RC- фильтра, и обратно пропорциональна уси-
лению системы.

Метод измерения угловых координат об”ектов.
Следящая система для измерения угловых координат.

Угловые координаты цели и ракеты определяются одинаково - по
положению соответствующей пачки импульсов на шкале угла.

При построении систем измерения углов остаются те же сообра-
жения, что и для систем дальности - о желательности непрерывной вы-
дачи данных об угловых координатах об”екта. Поэтому эти системы вы-
полнены так, что выдача данных об угловых координатах производится
не с частотой^ледования пачек импульсов, т.е. не с частотой 5,3 гц,
а так же, как и в системе дальности, - в виде ряда импульсов час-
тоты ja =2000 гц, задержка которых относительно некоторых "нулевых”
импульсов характеризует угловую координату об"екта. другими слова-
ми, в системе осуществляется как-бы пересчет масштабов.
-Уб-

Как уже указывалось, в станции не производится определение
абсолютных значений каящой координаты, а определяется лишь разность
одноименных координат цели и ракеты. Это облегчает выполнение тре-
бований к точности измерений и, в какой-то мере, определяет само
построение систем.

Угловые координаты цели и ракеты определяются с помощью че-
тырех идентичных следящих систем, поэтому ниже разбирается одна из
них.

На рис.1-25 изображена блок-схема, поясняющая принцип работы
системы определения угловой координаты.

Движение луча антенны в заданном секторе обеспечивается вра-
щением ее ротора с частотой 5,3 об/сек, т.е. с частотой обзора.
С валом мотора, вращающего ротор, жестко связан ротор гониометра.
На статорные обмотки гониометра из системы опорных напряжений пода-
ются-два синусоидальных напряжения с частотой jo =2000гц, имеющие
относительный фазовый сдвиг 90°. Так как угол механического сдвига
осей статорных обмоток гониометра также равен 90°» в гониометре об-
разуется магнитное поле, вращающееся с частотой jo . Направление
вращения магнитного поля выбрано таким, что оно совпадает • направ-
лением вращения ротора гониометра, благодаря чему с обмотки ротора
снимается напряжение разностной частоты jo - j^. =2000 - 5»3 =1994,7гц.

Выходное напряжение гониометра подается на вход схемы биений.
На второй ее вход поступает опорное напряжение с частотой jo ,
предварительно прошедшее через некоторую фазосдвигаклцую схему.

В результате биения напряжений с частотами jo и jo~J<^ на выхо-
де схемы биений образуется напряжение с результирующей частотой
биений js , равной частоте обзора пространства:

~ (j°	~

Из равенства следует, что фазовое положение стробов, сформиро-
ванных из напряжения частоты jf принципиально не зависит от час-
тоты обзора J-a, . Иначе говоря, это означает, что каждому определен-
но^ положению луча антенны в пространстве соответствует своя опре-
деленная фаза напряжения частоты jr , т.е. последнее оказывается
как-бы "привязанным” к облучаемому пространству.

Для того, чтобы иметь возможность перемещать стробы в преде-
лах сектора обзора, необходимо изменять фазу напряжения частоты Лг •
Рцс. l~25 Блок -схема метода определения

координаты.
Удобнее всего это делать с помощью фазосдвигающей схемы,
кмиенной в цепь опорного напряжения частоты , используя то
обстоятельство, что фаза любого из входных напряжений схемы биений
однозначно определяет фазу ее выходного напряжения. Тогда угловую
координату об”екта можно определить по величине сдвига фазы опорного
напряжения частоты , который потребуется для перемещения стробов
из точки, служащей нулем отсчета /начало сектора/, в точку, соот-
ветствуопуо положению центра пачки импульсовi

Для автоматической выработки данных об угловой координате
объекта необходимо непрерывно управлять сдвигом фазы напряжения
частоты Jc , непрерывно совмещая стробы сопровождения с пачкой им-
,JJlbCOB.

Это осуществляется с помощью следящей системы, составляющей
частью которой и является фазосдвигающая схема.

Практически в качестве фазосдвигающей схемы используется схема
переменной задержки импульсов частоты такая же, как и в схеме
дальности /фантастрон/.

Так же как и в системе дальности временной интервал между запускаю-
щий и выходными импульсами этой.схемы указывает угловую координа-
ту об"екта.

Таким образом, отличительной особенностью координатной систе-
мы станции наведения является то, что выдача всех трех координат
об"екта производится в виде ряда импульсов частоты у<р =2000 гц.

Следует несколько подробнее остановиться на указанной выше
схеме биений. При практическом ее выполнении возникает ряд техни-
ческих трудностей, которые вызывают необходимость усложнения блок-
схемы угловой следящей системы.

Выработать напряжение, соответствующее положению луча в про-
странстве, можно подавая на вход схемы биений два синусоидальные
напряжения частот jA и	• Но выделение результирующей час-

тоты биений, которая является весьма низкой /=5,3 гц/, представ-
ляет собой довольно трудную задачу, так как требует применения гро-
моздких контуров /к тому же малой добротности/.

Стабильность "привязки" по фазе, которую можно получить при формиро-
вании стробов сопровождения из напряжения такой низкой частоты, яв-
ляется также совершенно неудовлетворительной.
-49-

Мо^но подавать на вход схемы биений импульсные напряжения
тех же частот у» и у - у*, . Результирующее напряжение в этом слу-
чае будет представлять собой пачки импульсов, следующих с часто-
той Д .

При плавном изменении фазы входного напряжения частоты Jo
амплитуда каждого из импульсов, составляющих пачку, будет также
плавно меняться. Но стробы, сформированные с помощью каскада, запус-
каемого этой пачкой, будут при этом перемещаться скачкаыи через пе-
тит; частоты у? , так как каскад формирования должен настраиваться
на определенный порог срабатывания. Такое скачкообразное перемещение
стробов делает невозможным достижение требуемой точности измерения
координат.

Все эти трудности привели к необходимости принятия специаль-
г ах мер при выполнении схемы биений.

Для выработки напряжения частоты 4* ,' пригодного для формиро-
вания из него стробов сопровождения был использован так называемый
дЕухшкальный метод, который заключается в следующем /см.рис. 1-26/.

В отличие от рассмотренной выше одношкальной системы, в двух-
зальной системе образуется два напряжения с разными, но кратными
частотами: напряжение “грубой” шкалы - частоты /а- и напряжение
"точной" шкалы - частоты в " л " раз большей •

Напряжение частот jo и jo-j^- так же как и в одношкальной
системе поступают на вход первой схемы биений, где выделяется на-
пряжение частоты у. .

Одновременно эти же напряжения раздельно умножаются по часто-
те с помощью двух схем умножения с одинаковыми коэффициентами умно-
жения " "и подаются на вход второй схемы биений, где выделяется
аалояжение с частотой биений, равной

При принятом коэффициенте умножения П =125 это напряжение
ыеет достаточно высокую частоту, и из него уже легко сформировать
“пульсы, фаза которых будет плавно меняться при плавном изменении
•1азы исходного напряжения частоты -jo . К этим точным импульсам
непосредственно “привязывать" стробы сопровождения нельзя, так как
• :ло их в пределах одного периода частоты обзора / у<я, / равно
125, и положение стробов будет неоднозначным.
UT

КОНС ГРУ КТ ОРСКОЕ БЮРО

PUC. 1-26

Упрощенная
определения

Блок- сосем а дВуиикальнои системы
уело&оц координаты.
Для обеспечения однозначности производится селектирование им-
sibcoB точной шкалы частоты nfa импульсами грубой шкалы частоты^ •
^селектированные импульсы точной шкалы, следующие с частотой fa ,
тужат для формирования стробов сопровождения.

Как уже говорилось, о положении стробов сопровождения на угловой
можно судить по положению импульсов, выдаваемых схемой перемен-
ой задержки /т.н. задержанных импульсов/. Но в результате использо-
вания метода второй шкалы на положение стробов будет теперь влиять
также и фазовая нестабильность схем умножения.

?то приведет к тому, что суждение о фазе импульсов частоты fa по

•азе импульсов частоты fa будет не совсем точным.

Неточность будет устранена, если о фазе напряжения частоты fa
судить не по положению задержанных импульсов частоты fa , а по по-
мнив импульсов такой же частоты что и fa , но полученных из выход-
”яо напряжения схемы умножения.

Задержанные импульсы частоты fa удобно в этом случае использо-
вать в качестве селектирующих для выделения одного импульса из ряда
частоты fa.

Отселектированные импульсы, являющиеся одновременно импульсами
задачи координат в блоки выработки команд управления ракетой жестко
связаны таким образом со стробами сопровождения.

На рис. 1-27 приводится упрощенная блок-схема реальной следя-
щей угловой системы.

Сигнал с выхода приемника после селектирования поступает на
вход дискриминатора, где производится сравнение взаимного положения
ички эхо-сигналов и стробов сопровождения. Схема дискриминатора вы-
рабатывает сигнал ошибки, величина и знак которого определяются ве-
тчиной и знаком разности площадей огибающей пачки импульсов, совпа-
дающих соответственно с первым и вторым стробами сопровождения,
кии образом сигнал ошибки определяется направлением и величиной
сдвига оси симметрии огибающей относительно среднего положения между
стробами сопровождения.

Сигнал ошибки через PC-фильтр подается на интегратор.

Интегратор и схема переменной задержки выполнены и работают
также, как и в вышеописанной системе дальности.

Задержанные импульсы частоты fa подаются на вход схемы умно-
жения, в которой производится умножение частоты в 125 раз с помощью


Рис. 2-^7 Упрощённая блок-сосема уело&ои
следящей системы.

I
Ul
го

I

КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
-53-

специальной следящей системы.

Последняя содержит управляемый генератор синусоидального на-
пряжения на номинальную частоту 250 кгц, частота и фаза которого
кегда автоматически подстраивается в соответствии с частотой и фа-
г.й входного напряжения частоты =2000 гц.

С выхода схемы умножения импульсы частоты nfe =250 кгц поступа
и на вход селектора, где они селектируются импульсами частоты
j, =2000гц.

Отселектированные импульсы частоты используются для формирова-
ния импульсов, поступающих на блоки выработки команд управления,
а также подаются на вход схемы биений грубой шкалы.

На второй вход-этой схемы поступают импульсы частоты Ja.

-1994,7 гц, образованные в системе опорных напряженийиз выходного
напряжения гониометра.

С выхода схемы умножения напряжение частоты поступает
также на вход схемы биений точной шкалы.

Ча второй ее вход подается синусоидальное напряжение частоты

= 249,337 кгц, образованное в системе опорных
заряжений путем умножения частоты выходного напряжения гониометра

^-уА в 125 раз.

Схема биений грубой шкалы работает так, что на ее выходе за
.да период частоты биений	- у Л получается подряд 2+3 совпа-

дения импульсов с интервалами бООмксек /период повторения частоты
fi/. В момент первого или второго совпадения /в зависимости от
амплитуды импульса совпадения/ запускается так называемый импульс
гоубой селекции частоты fa •

бы :одное напряжение частот и hfa соответственно - схем
биений грубой и точной шкал-поступают на вход схемы формирования
зтрсбов сопровождения по углам, где происходит селектирование им-
«даьсов частоты «у* импульсами селекции частоты fa •

Первый отселектированный импульс запускает схему формирова-
к стробов сопровождения, последующие неселектированные импульсы
«У - определяют фронты их.

В результате этого границы каждого из стробов сопровождения,
а значит, и временной интервал между ними, точно привязываются к
"глоеой шкале, и общая угловая ширина стробов не меняется при изме-
рении скорости обзора пространства.
-54-

I Из рассмотрения блок-схемы видно, что угловая следящая

I астема построена на тех же принципах, что и следящая система даль-
| вести и, следовательно, обладает теми же основными свойствами.

I Каки система дальности, угловая следящая система принципи-
I 'мо не имеет в установившемся режиме ошибки по положению и обла-
I дает весьма малыми ошибками по скорости, то-есть, имеет кроме ”памя-
I тя" по положению некоторую ’’память” по скорости. Основной динамичес-
II ей ошибкой здесь также является ошибка по ускорению.

I для уменьшения динамической ошибки сопровождения целей, име-

I высокие скорости, полета, целесообразно повысить асгатизм следя-
ц систем путем введения дополнительного интегрирующего звена или

Г т.дьтра. Указанные мероприятия позволяют снизить величину динами-

I ческой ошибки сопровождения в 2-2,5 раза /см.отчет инв.№31/10289сс/.
I Отметим еще одну особенность в измерениях, которую следует
’ меть в виду.

При определении разности угловых координат цели и ракеты необ-
ходимо учитывать ошибку, возникающую за счет непрерывного движения
-vqa антенны и конечного времени распространения электромагнитной
энергии в пространстве.

Возникновение этой ошибки можно пояснить следующим образом
/см. рис, 1-28/.

Вследствие непрерывного движения луча антенны положение диа-
граммы направленности в момент излучения зондирующего импульса не
совпадает с ее положением в момент приема соответствующего отраженно
го сигнала. Сдвиг лу между диаграммами направленности в момент из-
лучения и приема линейно увеличивается с увеличением дальности
об"екта.

Так как в формировании огибающей отраженных сигналов цели диа-
граммы передачи и приема принимают равное участие, то амплитуда
принимаемого в каждый момент сигнала пропорциональна произведению
отрезков ОА и.ОВ» Иначе говоря, пачка принятых сигналов имеет точно
такую же форму, как если бы производился прием сигналов об’’екта
/излучаемых ими с постоянной мощностью/ на антенну с эффективной
диаграммой направленности, являющейся произведением диаграмм переда-
чи и приема.

Как видно из рис.1-28 ось это^диаграммы сдвинута относительно оси
диаграммы приема на величину /LSL в сторону отставания.
диаграмма.

Полоэ/с ение
диаграмма/ & момент
излучения.

Лолоорение
диаграммы & момент
приёма.



КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО

Рис. 1~28 К бозникно&ению ошибки определения разности
углобызс координат цели и ракеты за счёт Непрерывного
дбиорс е н и я ант енны.
-5b~	i

Определение же угловых координат ракеты производится по актив-
сигналам ответчика, и в данном случае эффективной диаграммой

яляэтся сама
|ели и ракеты
ость угловых
ели будет на

приемная диаграмма антенны. Поэтому при расположении
на одном направлении относительно станции /когда раз-
координат об”ектов равна нулю/ пачка эхо-сигналов
угловой шкале смещена относительно пачки сигналов от-

етчика на величину в сторону больших значений угла, и опре-
деление разности угловых координат цели и ракеты будет производить-
Я С ошибкой .

£

имцульсы, определяющие угловые
блок выработки команд управления
на величину, пропорциональную даль-

Для компенсации этой ошибки
иординаты ракеты и поступающие в
сдвигаются в сторону запаздывания
ости сопровождаемого изделия.

Выработка напряжения компенсации /называемой иначе коррекцией

угловых данных по
блоке выработки

по

дельности/ и введение ее в систему производится
команд управления ракетой.

Основные данные

следящим системам измерения

координат

Все шесть следящих систем одного канала станции описываются
разомкнутом состоянии передаточной функцией одного и того же

= f

е

,где

К - усиление системы
Т - период обзора,

% =	«2)С =

с

ё’1

постоянная времени фильтра
- коэффициент фильтра

- множитель, характеризующий величину запаздывания в систе-
ме, которое вводится при описании свойств системы метода-
ми теории непрерывного регулирования.
другая запись передаточной функции разомкнутой системы, осно-
вачная на использовании методов теории прерывистого регулирования,

имеет в яд

7

где обозначения параметров те же, что и выше.

Номинальные значения параметров для каждой из шести следящих
систем канала даны в приведенной таблице

Tasjini^a I-4

Обозначения параметров /с размерност ью/	Системы измерения координат					
	Ц	ели		Ракет ы		
	дальн,	. азим.	угол  места	дальн.	азимут.	угол места
	300	300	300	300	200	200
Г /сек/	100	150	150	100	40	40
S	0,007	0,005	0,005	0,007	0.02	0,02
Т сек		для	всех систем	0,188		

На рис.1-29 даны амплитудно-частотные характеристики замкнутых
систем.

На рис.I-3O изображены переходные процессы в замкнутых системах
паи воздействиях вида единичного скачка по положению.

Максимальные значения инструментальных ошибок собственно следя-
щих систем при измерении разности координат составляют
по дальности 15 мы
по углам + 0,7.
'58 —

Рис. 1-29 Дм плит уд но - частотные
характеристики замкнитыос. систру
-59-

Песэе осадный процесс для

Рис. 1-30 Переходные процессы
замкнутых системах
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1

-ьо-	|

6.	МЕТОД ИНДИКАЦИИ.

Выбор метода индикации станции наведения основывался на
принятом методе обзора пространства в двух взаимно-перпендикулярных
плоскостях.

Наиболее целесообразным, в этом случае, оказывается индика-
тор с двумя растрами телевизионного типа, соответственно имеющими
аве тми ,альнсс_ ^горизонтальный угол /для одной плоскости/ и
дальность-вертикальный угол /для другой плоскости/.

Все отметки на индикаторе - яркостные.

Применение в данном случае такого метода индикации позволяет:

I.	Получать полную информацию об обстановке в секторе обзора
станции.

2.	Обеспечить наведение на отметки от целей следящих систем
координатных блоков по всем трем координатам и произвести достаточно
быструю обработку целей одним оператором.

3.	Индикаторную систему станции аппаратурно осуществить наи-
более просто, а отдельные индикаторы, имеющие различное назначение,
/индикатор наведения, индикатор пуска и индикатор командира огнево-
го комплекса/ выполнить в основном идентично.

Размер и тип электронно-лучевой трубки выбирался исходя из
заданной разрешающей способности индикаторов по дальности /для гру-
би растров - не хуже 150м, для точных растров - не хуже 90м/ с уче-
том влияющих на индикацию параметров станции /длительность зондирую-
щего импульса, частота повторения кадровой развертки и др./.

В станции применена электронно-лучевая трубка, размеры экрана кото-
;ой примерно 250мм х 180мм.

"?и этом заданная разрешающая способность индикаторов по угловым
гоординатам /не хуже 1,5°/ также вполне обеспечивается.

К линейности разверток индикаторов пред’’являются достаточно
гесткие требования в связи с необходимостью точного определения по
юкат ору пуска момента пуска изделия.
-ы-

Состав индикаторной аппаратуры.

Станция наведения, согласно принятой структурной схеме состоит
о четырех групп каналов наведения. В каждой пятиканальной группе
имеется индикатор оператора наведения и индикатор оператора пуска.

Кроме того, в состав станции входит индикатор командира огне-
вого комплекса.

Лн£икато£ оператора наведения предназначается для:

-	обнаружения и наблюдения за целями, находящимися в зоне
обзора станции;

-	получения целеуказания от командира огневого комплекса;

-	наведения следящих систем каналов группы на цели;

-	наблюдения за полетом ракет , качественное суждение о на-
ллч и сопровождения ракет и фиксация факта поражения целей.

Индикатор оператора наведения имеет две электронно-лучевые
трубки с растоами телевизионного типа дальность - горизонтальный
угол и дальность - вертикальный угол.

Угловые развертки соответствуют секторам обзора в 54°. По развертке
дальности индикатор имеет два режима работы;

а/ грубая развертка дальности - 7,5*75 км;

б/ точная развертка дальности - Ю км. на любом участке полной
дальности.

Применение режима точной развертки дальности, имеющей лучщую
разрешающую способность, обеспечивает оператору наведения возмож-
шь уточнения обстановки на любом участке полной дальности станции.
Правление положением по дальности точной развертки дальности произ-
водится рукояткой наведения.

На индикаторе наблюдаются в виде яркостных меток отметки це-
лей, отметки сигналов ответчиков ракет своей группы, метки наведе-
я, метки ждущих стробов, метка целеуказания и другие вспомогатель-
е отметки /см.рис. 1-31/.

Сигналы от целей и сигналы ответчиков ракет своей группы пред-
отаьляют собой горизонтальные отметки, образуемые видеоимпульсами
целей и ответчиков ракет, поступающими на индикатор с соответству-
_их приемных устройств группы.
-62-

Рис. 1~3/ Вид

растров

индикатора наведения

(й) Отметки от двух цепей., летящих но. одной, дальности
@ Отметки изделия а строба сопровождения.

3 Метка наведения 8 режиме наведения.

Метка наведения в режиме автосопровождения цели.

5 Метка наведения в режиме ручного сопровождения цели
@ Вертикали меток наведения каналов смежнЬ/х групп.
^7) Цель, сопровождения каналом смежной rpynntx.

(в) Метка целеуказания.

Метка положения Тачного растра
@ Калибра ционнЬ/е метки дальности
-63'

___________ . 1	I

Метки наведения /по одной метке от каждого канала группы/
"редставляют собой сочетание вертикали и горизонтали в виде перевер-
нутой буквы ”Т". Горизонталь метки имеет протяженность, соответству-
щух углу 6°, а вертикаль - 14-1,5 км. дальности.

Управление меткой производится от рукоятки наведения. Наведение
по трем координатам+дальности, вертикальному углу и горизонтальному
углу осуществляется последовательным совмещением метки наведения с
отметкой цели сначала по дальности и одному из углов, а потом по
другому углу.

Так как в станции предусмотрено 4 группы, а в соответствии с
этим и 4 индикатора наведения, то при параллельной работе всех четы-
рех индикаторов нужна взаимная информация между операторами о прово-
димой ими работе во избежание наведения каналов разных групп на одну
и ту же цель, такая информация осуществляется при помощи подачи на
все индикаторы, помимо полных меток наведения пяти каналов своей
группы, вертикалей меток наведения остальных 15 каналов. С помощью
метки целеуказания командир огневого комплекса осуществляет указа-
ние целей, подлежащих захвату на сопровождение по данной группе ка-
налов. Метка целеуказания перемещается по растру от рукоятки целе-
указания, расположенной на пульте командира огневого комплекса.

Наблюдение за полетом ракеты и контроль ее сопровождения осу-
ществляется по отметке сигналов ответчика движущейся совместно с от-
меткой строба ответа /размер по горизонтали 2°/. При движении раке-
та отметка строба располагается непосредственно над отметкой ракеты.

Кроме указанных меток, на растрах индикатора наведения могут
включаться:

-	Калибрационные метки дальности, служащие для калибровки раз-
вертки дальности.

-	Метка положения точного растра, указывающая на грубой раз-
вертке дальности положение точной развертки.

Метка расположена на левом краю одного из растров /по выбору опера-
тора/ и перемещается по растру от рукоятки наведения по всей раз-
вертке дальности.

На точном растре наблюдаются все названные выше отметки, за
исключением метки положения точного растра.
[	I	|'

Индикатор оператора пуска предназначается для:

-	Наблюдения за целями, находящимися е зоне обзора станции;

-	определения момента пуска /с помощью прибора пуска/ и наб-
адезие за пуском ракеты со старта;

-	установки ждущих стробов ответа, по дальности и проверки их
-ло“ения.

Индикатор построен аналогично индикатору наведения.

В индикаторе могут использоваться две развертки дальности:

а/ грубая развертка дальности /0-67,5 км/

б/ точная развертка дальности /0-10 км/.

В отличие от индикатора наведения, положение точной развертки
дальности не управляется, а включается только на начальном участке.
Точная развертка дальности необходима для установки и контроля по-
ложения ждущих стробов захвата сигналов ответчиков по дальности.

Применение точной развертки дальности и использование масштаб-
ных меток дает возможность обеспечить достаточную точность установ-
щ ищущих стробов.

На растрах индикатора имеются те же метки, что и в индикаторе
нанедения за исключением 15 вертикалей меток наведения смежных ин-
дикаторов других групп.

Кроме того, на точном растре жнущих стробов имеются электрон-
ные метки дальности 250м и метка нулевой дальности, служащие для
установки ждущих стробов на заданную дальность и проверки их поло-
••езия.

Индикатор командира огневого_комплекса предназначается для:

-	наблюдения за воздушной обстановкой в зоне обзора станции;

-	контроля за работой операторов наведения, ручного сопровож-
дения и пуска.

Индикатор построен и имеет режимы работы такие же как и инди-
катор наведения.

На индикаторе имеются метки наведения со всех четырех групп
индикаторов. Остальные отметки аналогичны отметкам в индикаторе на-
ведения.
-65-

7.	МЕТОД РУЧНОГО СОПРОВОЖДЕНИЯ ЦЕЛЕЙ

В условиях помех или при сопровождении групповое целей систе-
мы автоматического сопровождения не всегда в состоянии обеспечивать
уверенную выработку координат.В таких условиях опыт оператора игра-
ет решающую роль в обеспечении непрерывного сопровождения цели.

Для увеличения надежности определения координат в сложных ус-
ловиях в станции наведения предусмотрено по два канала ручного со-
провождения на группу.

Таким образом, на станции может осуществляться одновременно
ручное сопровождение восьми одиночных или групповых целей.

Система ручного сопровождения предназначена для непрерывного
определения трех координат цели: азимут, угла места и дальности и
выдачи их в виде временных интервалов через координатные устройства
В8 счетно-решающие приборы станции.

Сопровождение /определение координат/осуществляется опера-
торами ручного сопровождения путем совмещения по специальным инди-
каторам маркерных меток, определяющих координаты цели, с центром
изображения цели.

Для повышения точности, сопровождение по каждой координате
производится отдельным оператором по своему индикатору.
Значения координат цели выдаются в виде ведущих импульсов, жестко
связанных с положением маркерных меток, следующих с частотой посы-
лок зондирующих импульсов. Временное положение ведущих импульсов
относительно опорных и определяет координату цели в выбранном масУ
лабе. Перемещение маркерных меток производится операторами с по-
мочью органов управления, расположенных в блоках ручного сопровож-
дения.

В системах ручного сопровождения могут применяться следующие
основные методы сопровождения:

 а/ сопровождение по положению. Перемещение маркерной метки
пропорционально перемещению органа управления;

б/ сопровождение по скорости. Скорость перемещения маркерной
метки пропорциональна перемещению органа управления;
-66-

ъ/ сопровождение по положению и по скорости. Перемещение управ-
ляющего органа вызывает одновременно перемещение и изменение ско-
рости перемещения маркерной метки /полуавтоматическое сопровождение/
иогда используются приводы сопровождения по ускорению.

Экспериментальные исследования различных методов сопровожде-
ния показывают, что по продолжительности переходного процесса наи-
гучшкми являются методы сопровождения по положению и полуавтомати-
ческое сопровождение.

Метод сопровождения по положению требует наименьшего, в срав-
нении с другими методами, времени для тренировки операторов, однако
лает худшую в сравнении с полуавтоматом точность сопровождения, осо-
бенно в диапазоне больших скоростей цели.

Для полуавтоматического привода сопровождения не требуется
специального отбора операторов, как это необходимо для систем руч-
ного сопроъожднния с приводами сопровождения по скорости или уско-
’ению. Привод полуавтоматической системы сопровождения с правильно
выбранными параметрами дает высокую точность сопровождения, относи-
тельно малую продолжительность переходного процесса и не пред"явля-
ет каких-либо специальных требований к оператору.

Эти соображения и явились основанием для применения в станции
павэдения полуавтоматического привода сопровождения.

Передаточная функция блока полуавтоматического сопровождения
шеет вид

me изменение положения маркерной метки /ведущего импульса/
- в мксек

9(f)- угол поворота органа управления - в град.

К - коэффициент усиления схемы

Т - постоянная времени полуавтоматического сопровождения
- в сек.-

Экспериментально на стенде КБ-1 было получено, что оптималь-
ши, с точки зрения точности ручного сопровождения, передаточными
акциями являются:
-1

-	для блока сопровождения по дальности

-	для блока сопровождения по угловой координате

^р) = 3?5f (-1 * fy)

Аппаратура систем ручного сопровождения одной цели ^омпануется
в отдельном шкафе, за которым при сопровождении работают три опера-
тора.

Для сопровождения по каждой координате предусмотрен, кроме
отдельного индикатора, отдельный блок управления. Индикаторы ручно-
0 сопровождения - телевизионного типа, на растрах индикаторов пред-
ставлена воздушная обстановка в плоскостях: дальность - вертикаль-
на угол и дальность - горизонтальный угол.

Индикация эхо-сигналов цели и маркерных меток осуществляется
яркостными отметками.

•тк&я' -

Индикаторы ручного сопровождения имеют два масштаба /"грубый"
и "точный”/ развертки по углу и два масштаба /"грубый и "точный"/
развертки по дальности.

Развертка дальности располагается на растре индикатора по вертика-
ы, а развертка угла - по горизонтали.

Видн растров индикатора ручного сопровождения с точными и грубыми
звертки по дальности и углу представлены на рис.1-32.* 1-33.

При грубом масштабе вертикальной развертки на индикаторе пред-
ставлена дальность от 7,5 км. до 75 км /штатный режим/.

При точном масштабе развертки дальности на индикаторе может
Сыть представлен подвижный участок дальности порядка 5 км.

По углу при' грубом и точном масштабе разверток представлены
соответственно 54° и SO0 сектора обзора станции.

Включение того или иного масштаба производится операторами ручного
"опровсщения. Полная дальность и угол обзора станции необходимы
для‘рехида наведения маркерных меток на отметку от цели оператора-
ми ручного сопровождения без предварительного указания от операто-
ра наведения.

С помощью отдельного переключателя /"догон"/ операторы имеют
возможность быстро осуществить перемещение маркерных меток на раст-


-66-

/ - вертикаль.

2. - цель.

3 - горизонт аль на я мет к а.
А -вертикальная метка

Рис. 1~52
-69-

/- вертикаль-

2	. — с; 6ЛЬ 

3	- горизонтальная летка
^/-вертикальная тетка.

Ри-С. Г-53
-70-

рах индикаторов /за 3 сек на полную дальность и за 3 сек на полный
угол/.

Полная дальность используется также при сопровождении цели-
- установщика активной помехи.

Точные масштабы по углу и дальности выбраны из условия обеспе-
чения максимальной точности ручного сопровождения.

Принятый масштаб исключает возможность утери цели при неточной
передаче на ручное сопровождение с наведения, при кратковременном
отвлечении оператора, либо при продолжительном фединге эхо-сигнала.
Сопровождение по координатам дальности и угла производится путем
деления маркерной меткой эхо-сигнала на две части в соответствующем
направлении.

Известно, что для получения максимальной точности деления от-
резка пополам необходимо, чтобы он был виден оператором под углом
несколько более одного градуса.

Линейные размеры растра при развертке 5 км по дальности и 2о° по
углу на трубке 2EJIK-4I обеспечивают указанные выше условия. Цвет
свечения экрана трубки принят зеленым, как наименее утомляющий зре-
ние.

Два крайних индикатора и соответственно блоки управления
шкафа ручного сопровождения предназначены для определе-
ния угловых координат цели.

Средний индикатор и блок управления используются для опреде-
ления координаты дальности. Угловая развертка этого индикатора может
переключаться на вертикальный или горизонтальный угол оператором
дальности в зависимости от наблюдаемости цели в данной плоскости.

Режимы.

Система ручного сопровождения может

работать в трех режимах:

I.	Штатный режим - по одиночной или групповой цели

2.	Режим СЦ - при наличии пассивных помех.

3.	режим трехточки /режим АП/ - при сопровождении цели -
-установщика активной помехи.

В штатном режиме могут быть различные условия работы, опреде-

ление способом передачи цели на ручное сопровождение
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1

I

-7/-

I

В станции предусмотрены четыре способа передачи:

а/ цель передается оператором наведения по всем трем коор-
ц-:натам точно.

В этом случае все три оператора ручного сопровождения начина-
исопровождение с момента, когда цель точно совмещена с маркерны-
ш метками. При этом перед ними ставится задача определить направ-
ление и величину управляющего воздействия, необходимого для точного
согласования положения и скорости движения маркерной метки с поло-
жением и скоростью движения цели по данной координате. Это этап
поимки цели; он длится до момента достижения ошибок ручного сопро-
вс-щения установившегося значения. Далее, при сопровождении, опера-
тора должны с помощью органов управления удерживать изображение
цели в перекрестии маркерных меток с возможно большей точностью.

б/ цель передается на ручное сопровождение из режима автома-
тического сопровождения.

Условия работы операторов PC те же, что и описанные в пункте
"а".

в/ передача из режима наведения на ручное сопровождение с
точным совмещением маркерных меток с отметкой цели только по одной
плоскости /плоскости первоочередного наведения/, т.е. по двум коор-
динатам - дальности и одному из углов /например,вертикальном углу/.

В этом случае условия работы операторов сопровождения по
координатам дальности и углу места аналогичны условиям пункта а.

Оператор сопровождения по горизонтальному углу должен обнару-
жить данную цель, пользуясь переданной на другой плоскости информа-
цией о ее дальности. Переместить маркерную метку в район цели
/совместить метку с целью по положению/, пользуясь переключателем
"догон” и только после этого произвести операцию совмещения маркер-
ной метки по скорости, используя основной орган сопровождения.

г/ Самостоятельный выбор цели для ее сопровождения. В этом
случае предварительное указание цели для сопровождения должно про-
изводиться или голосом командира группы или с помощью метки целеу-
казания командира полка.

Условия работы операторов в этом режиме аналогичны условиям
"аботы оператора сопровождения по азимуту, в рассмотренном выше
стчае /пункт в /.
-72-

Отличие состоит только в том, что обработку цели желательно
начинать оператору дальности, поскольку координата дальности явля-
ется общей для обеих плоскостей.

В этом случае исходным режимом работы всех индикаторов должны
быть грубые развертки по обеим координатам. Этот режим и устанавли-
вается автоматически при первоначальном включении шкафа.

В случае сопровождения одиночной цели /без помех/, она может
'ать передана из режима ручного сопровождения на автоматическое со-
арововдение раздельно по плоскостям операторами ручного сопровожде-
ния по угловым координатам.

Режим СЦ может быть включен операторами ручного сопровождения
ли оператором наведения при наличии пассивных помех. Отличие режима
ЭД от штатного заключается в том, что сигнал от цели на индикатор
ручного сопровождения поступает с приемника СЦ /вместо ПЗ в штатном
режиме/.

В этом режиме оператор ручного сопровождения должен пользовать-
ся регулировкой "компенсация ветра" /"ЕВ"/, с помощью которой он
?"шестЕляет "очистку" изображения "пачки" от помех в пределах точ-
ного растра. Регулировки "КВ" расположены на угловых блоках управ-
ЗВЕИЯ.

В остальном условии сопровождения такие же, как и в штатном
режиме.

Сопровождения цели - установщика активной помехи может произ-
водиться в двух режимах:

а/ сопровождение цели - установщика активной помехи по нижнему
йрезу щумовой "дорожки" на грубом растре индикатора.

альный участок развертки дальности при этом чист от сигналов
ели /вследствии бланкирования приемников/, а вертикальная метка
жблюдается на этом участке, т.о. обеспечивается сопровождение по
вмнему образцу активной помехи.

При наличии активной помехи информация о дальности цели отсут-
ствует и сопровождение ведется только по угловым координатам.

На случай исчезновения активной помехи /она может периодически
даться противником/ на индикаторах должна быть представлена пол-
зая дальность для быстрого "догона" цели по дальности при исчезно-
вении помехи.
-73-

б/ Сопровождение установщика активной помехи по "усредненной
пачке” /режим "АП"/. В этом случае на индикаторы ручного сопровож
ценил поступают "пачки", сформированные в приемниках из огибающей
активной помехи. По своей форме и размерам эти "пачки" аналогичны
эхо-сигналу, свободному от щумов и федингов. Сопровождение прово-
дится в этом сдучае так же как и в штатном режиме,во определяются
только угловые координаты /режим трехточки/. Информация о дальнее
ти, при этом, отсутствует.


8.	МЕТОД ВЫРАБОТКИ КОМАНД УПРАВЛЕНИЯ.

Устройство выработки команд управления является одним из
звеньев системы управления полетом ракеты.

Входными данными для него служат текущие координаты цели и
ракеты, которые поступают с устрсЧСтв измерения координат в виде
временных интервалов между опорным имцульсом и импульсами коорди-
нат цели и ракеты.

На основании входных данных устройство выработки команд,
в соответствии с выбранным методом наведения, формирует сигналы
в	р-

управления полетом ракеты1"вертикальной и азимутально^плоскостях
в виде напряжений постоянного тока и выдает их на станцию передачи
команд.

для обеспечения минимальных ошибок наведения в точке встречи
устройство выработки команд формирует также сигналы, компенсирую-
щие: динамическую ошибку наведения, ошибку возникающую из-за влия-
нпл веса ракеты и ошибку в определении угловых координат, завися-
щую от дальности и возникающую при наведении вследствие сканирова-
ния антенны /см.гл. 1-5/.

Кроме того, устройство выработки команд выдает команду взве-
дения радиовзрывателя, производит его корректировку и выдает коман
ду "конец цикла ".

Устройство выработки команд обеспечивает два этапа работы:
вывод ракеты на кинематическую траекторию и нахведение ракеты на
дель.

Этап вывода характеризуется большой величиной начального зна
чения сигнала рассогласования к

Устройство выработки команд формирует сигналы управления
А / на участке вывода для каждой плоскости по закону:



(V

F(n) - нелинейная функция сигнала ошибки к
F(k) г li при 0 х- Ь — 200м.

F (к) = W + if- (h- МО) ПРИ 200< h £ 950м
- 550 + ~ (к-950) при 950 <h< 4500 м
-75-

Т, =

Та = 0,ЗХе€к.

h - сигнал рассогласования в метрах

К - сигнал компенсации динамической ошибки, который формиру-
ется по закону:

Ьк =	* §	(5?

в вертикальной плоскости

J - сигнал компенсации влияния веса

Ьк =	(.4)

в горизонтальной плоскости

-	Увц и 9гц скорости изменения угла цели в вертикальной
и горизонтальной плоскостях соответственно;	.

-	коэффициент, отобра*2кк><ций измене ни

сигнал, корректирующий ошибку в определении
угловой координаты, вызванную сканированием
антенны, который формируется по закону:

= + 4,5 м	пр* 0<t< И «к.

L = + V,5« -O,9N(t-H)	45celc

При наличии активной помехи в одной из плоскостей сигнал
• ррекции в соответствующей плоскости отключается по команде, вы-
даЕаемой с пульта оператора.

]>рафик ошибки в зависимости от времени полета ракеты для
гокой и низкой траекторий приводится на рис.1-34. Там же дается
рафик апроксимирующей кривой, по которой производится корректиров-
а, Как видно из рис.1-34 погрешность вызываемая апроксимацией не
герышает 2м.

На этапе наведения, через 17 сек. после пуска ракеты в цепь
Ьикрования сигнала управления включается интегро-дифференцирующее
сено.

Закон формирования сигналов управления в этом случае следу-

х = [FW * т^к11 * k + М 7^ <SJ

То = 16 сек, Тл по
г	’ 4 = 3,2 сек.
-76 -

.3- си г нои? ка^пенсааии Сс ооро/г)**/лг з.^/co^V
Значение остальных величин такие же как в формуле /I/.

Постоянные времени Tj, Tg» Tg и выбираются из условий, обес-
рчирающих оптимальные свойства контура.

Система управления должна обеспечивать наведение ракеты на цель
•ак при наличии данных по наклонной дальности до цели, так и при их
ясутсгвии /при наличии активной помехи по двум плоскостям/.

В связи с этим устройство выработки команд может работать в двух
Мжах: в режиме наведения по методу упрежденной траектории и в
тае наведения по методу накрытия цели /метод ’’трехточки”/»

В режиме наведения по методу "трехточка” кинематической траек-
торией является линия визирования цели.

Уравнение траектории для обоих плоскостей:

Уч - Л У7 = 0

у>ч - угловая координата цели,
УР - угловая координата ракеты.

Ошибка наведения в этом случае измеряется как:

h = &lf R [i)	(G)

где Ш) - переменный коэффициент имеющий размерность длины и
Меняющийся во времени так, что его величина приближенно соответ-
.трует текущему значению наклонной дальности ракеты

ОД = 1000 м
, ,	.	1	&

R UJ = 1000 < /ООО “/«*(1' HJ при

График R(t) ст. на рис. 1-ЗЧа.

”я отсчитывается с момента пуска ракеты. Команда взведения рад по-
дрывателя выдается в этом случае через 13 сек. после пуска ракеты,
манда коррекции радиовзрывателя начинает выдаваться через 10 сек.
осле пуска и выдается в течение времени соответствующего средней
вюрости цели /350 м/сек/.

Коэффициент К [+) в режиме "трехточка" для формул /3/ и /4/
пен

K.lf) г kooO	прч 0^-t 31,5

(*)

"рх
Рис. 1 ~34а Сраррик срунпции R(t)
-79-

Команда "конец цикла" выдается через 45 сек. после пуска
"Kei ы.

В режиме наведения по методу "половинное спрямление" уравне-
ие кинематической траектории имеет вид:

К -

Л(/> + --— №	— О	/д)

7	2&г	у

Сигнал ошибки определяется как:

где	Л 7 - скорость сближения цели и ракеты

Д7 - равна Л 7 при Д1. 80См/сек;

Д7 - 800м/сек при дт. -< 800м/сек;

Д7 - разность наклонных дальностей цели и ракеты

43 =	%-J	(nJ

Команда взведения радиовзрывателя выдается, когда
разность дальностей мекду целью и ракетой становится равной 630м.
Команда коррекции радиовзрывателя начинает выдаваться при
разности дальностей между целью и ракетой равной 8 км., и выдает-
ся в течение времени пропорционального скорости изменения дальности
до цели/ 7в /, так, что при =5б0м/сек, сигнал коррекции вы-
дается в течение 5 сек.

Коэффициент	/ъ формулах /3/ и /4/ / в режиме упреж-

ия должен быть равен

Команда "конец цикла" выдается через 2 сек. после выдачи ко-
манда взведения радиовзрывателя.

Устройство выработки команд обеспечивает нормальную работу
станции наведения при указанных ниже диапазонах изменения величин,
входящих в формулы /I/, /2/, УЗ/,/4/,/5/.
-80-

i

разность угловых координат в вертикальной и горизонтальной
жкостях Ду? может изменяться в пределах ,±45°.

Устройство линейно формирует сигнал рассогласования относительно
«нематической траектории h в диапазоне + 4000м.

Сигналы упреждения _ & * W.
г 2^2
могут изменяться в пределах ± 1500м.

Производные угловых координат цели % могут меняться в пре-
делах 3°/сек.

Максимальное значение скорости цели может быть равно 600м/сек.

Максимальное значение лг может быть равно 2400.

Крутизна сигнала на выходе устройства выработки команд равна
4 н/е.

Устройство выработки команд вносит погрешность при наведении
в точке встречи не более i Юм по сравнению с формульным значением
«обеспечивает точность по крутизне сигнала на выходе устройства

Команда взведения радиовзрывателя "РВ", команда коррекции
Л-иовзрырателя и команда "конец цикла" формируется устройством с
точностью ,±5%.

Функциональная схема устройства выработки команд приведена
уз рис. 1-35.

Формирование сигналов управления в вертикальной и горизонталь-

й плоскостях происходит одинаково.	I

Опорный импульс и импульсы угловых координат цели /	/

ракеты/ ’/’р / подаются на преобразователи hye и hyr • В
«реобразователях и Ьуг интервалы между импульсами % и %
у и преобразуются в импульсы прямоугольной формы, длитель-
ность которых равна временным интервалам между импульсами.

Затем из этих прямоугольных импульсов напряжения формируются импуль-
нтока, длительность которых равна	» а амплитуда про-

порциональна величине R-lt) , направление тока определяется знаком
ьу . таким образом после выделения постоянной составляющей на
’"ходе преобразователей получаем сигнал постоянного тока, величина
I направление которого равны Ау .
-61-
КОНСТРУКТОРСЖОБ БЮРО № 1

I	-82-

Вреобразователи hy позволяют получить сигналы на выходе достаточ-
ной крутизны, так что последующие операции можно производить на
Зычных усилителях постоянного тона.

"un'jjibcu координат дальности цели и ракеты Ъ и Zf подаются
•а преобразователи hz • В преобразователях Агв и АХг интервал!

=ду импульсами дальности преобразуется в импульс напряжения прямо-
зльной формы длительностью Л Z .

Импульс напряжения преобразуется в импульс тока., амплитуда ко-
грога пропорциональна величине коэффициента С = -	, который

дается на вход преобразователя в виде напряжения постоянного тока.

5екходов преобразователей идут токи пропорциональные величи-
асигналов упреждения. Направление токов определяется знаком со-
ответствующего коэффициента упреждения.

пропорциональные А<р и Аг суммируются на усилителях к.
; глада усилителей А сигналы и Аг в виде напряжений
"тоянного тока поступают на операционные усилители Хе и Аг ,
ва которых сигналы управления формируются в соответствии с формула-
да/I/и/5/.

Икод усилителей X подаются также сигналы и Ц , которые
фаиъуются с основным сигналом А

Для формирования сигналов ; Уги и , необходимых для 
•работки коэффициентов упреждения Св и Сг , с преобразователей
Ш и Чг берутся прямоугольные импульсы, длительность которых
{ела интервалу	; с преобразователя Ю берется пг>я--

угольный импульс длительностью Л7 . Прямоугольные импульсы пода-
ся на однотипные преобразователи	, у и д? , где они

’«образуются в напряжения постоянного тока. Сигналы постоянного
•лапоступают на операционные усилители,на которых они дифференци-
ал с необходимым сгла-киванием. Все три схемы усилителей произвол--
«д одинаковы.

Напряжения постоянного тока пропорциональные величинам ЦРВц ;

; д\ и R(t) поступают на электронное ^1лтельно-множи-
яьное устройство, с выходов которого снимаются напряжения постоян-
Г9 тока пропорциональные Сь=	и <?г =	* посту--

. ие на преобразователи Иге, и Ьгг .
Напряжения постоянного тока, пропорциональные и ^гч поступают
также на схему формирования Кев и 1^кг , которая является по-сущест-

ву механическим умножителем.

Напряжение пропорциональное hg формируется с помощью сигнала Rtf} <

i Все временные команды:

-	10 сек, для формирования команды коррекции рали©взрывателя;

-	13 сек, команда взведения радиовзрывателя в режиме "трехточк^";

-	17 сек, команда включения интегро-дифференцирующих звеньев;

-	31,5сек, команда формирования коэффициента ;

-	45 сек., команда "конец цикла" в режиме "трехточка" и сиг-
нал пропорциональный функции RffJ снимаются с временного
механизма.

Временной механизм начинает работу с момента получения команды
'отрыв" ракеты с пусковой установки огневой позиции. По команде

I "Отрыв" включается синхронный мотор, вал временного механизма начи- •

I веет равномерно поворачиваться. Насажанные на вал кулачки управляют

I винчением соответствующих контактов, которые выдают необходимые

I пыанды.

кулачок функции RQ) управляет перемещением движка потенциометра,
с которого снимается сигнал.

В режиме "половинное спрямление" команда взведения радиовзрывателя
мается с каскада совпадения, на который подаются импульс 7^ и
импульс Tf , задержанный на 4,2 мксек. Команда взведения радио-
взрывателя выдается на станцию передачи и на схему задержки, которая
через 2 сек. выдает команду "Конец цикла".

Для формирования команды коррекции радиовзрывателя, интер-
вал между импульсами (Д, и 7Ч преобразуется в напряжение постоян-
ного тока и дифференцируется на операционном усилителе постоянного
тока. Напряжение пропорциональное подается на каскад сравнения
на второй вход которого поступает сигнал пропорциональный времени.

I "течет времени начинается при 4Z = 8 км.

В момент равенства дг =8 км. замыкается цепь передачи команды
коррекции радиовзрывателя. Цепь разрывается как только	,

где & - коэффициент пропорциональности.

Таким образом длительность передачи команд
-84-

I	____________________ I „

I	t = к

ч а.

I В рекиме ’’трехточка” команда коррекции радиовзрывателя начинается
 даваться через 10 сек. после прихода команды "Отрыв", с этого же
I . ента начинает отсчитываться время, на каскад сравнения поступает
 гнал пропорциональный	=350 м/сек.

Устройство выработки команд может быть поставлено в следующие
ешн:

а/ работа

б/ Контроль КС

в/ Контроль.

В режиме "работа" аппаратура шкафа обеспечивает наведение по
метолу "половинное спрямление".

Перевод аппаратуры в режим "Трехточка" осуществляется по команде,
вступающей с пульта оператора.

В режиме "работа" на устройство выработки команд может поступить
тада "Контроль нулей", когда устройство используется для проверки
елевых погрешностей станции наведения.

В режиме "Контроль КС" может быть осуществлена проверка работы
устройства выработки команд с использованием импульсов, выдаваемых
координатным устройством. Также может быть осуществлена проверка ра-
сти координатного устройства по сигналам снимаемым с преобразова-
телей и устройства выработки команд.

В режиме "Контроль" может быть проведена автономная проверка
'зботы устройства выработки команд.

Проверка работы устройства производится с помощью вспомогатель-
йго импульсного генератора и точного лампового вольтметра, которые
яодят в состав устройства.

При переводе устройства выработки команд в режимы "Контроль КС"
к "Контроль" разрывается цепь готовности станции.
9. МЕТОД ПЕРЕДАЧИ КОМАНД УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТАМИ

Для передачи команд управления с земли на борт ракет использу-
специальная аппаратура передачи команд. В общестанционный
комплект аппаратуры передачи команд управления входит 20 отдельных
устройств, обеспечивающих одновременное и раздельное управление 20
ракетами, находящимися в пределах зоны управления станции наведения,
правление каждой ракетой производится через отдельное передающее
устройство.

Все передающие устройства управления работают на различных
несущих частотах, обеспечивая тем самым разделение каналов угравле-
• и. Передающие устройства работают в режиме непрерывного излучения
1вдулируются командами управления ракетой.

Число команд, передаваемых на каждую ракету, четыре,
йе команды/первая, и вторая/ предназначены для управления ракетой
в двух взаимноперпендикулярных плоскостях.

\рвая команда /КХ/ предназначена для управления ракетой в наклонной
вескости, вторая команда /КН/ - для управления в вертикальной плос-
веги.

“зетья команда /КШ/ - разовая - предназначена для приведения в го-
рдость аппаратуры радиовзрывателя на ракете. Четвертая команда
W - также разовая - предназначена для передачи на ракету сигна-
лов управления пространственным положением диаграммы направленности
иенны радиовзрывателя.

Команды поступают с блоков выработки команд управления,
прерывные команды КХ и КП поступают в виде медленно меняющихся
акопеременных напряжений. Разовые команды КШ и КРУ подаются заны-
чем их входных цепей на землю. Четвертая и третья команды пода-
йся всегда поочередно: сначала КХУ, а потом КШ. Минимальная дли-
|ность интервала времени между выдачей КХУ и КШ около 0,1 сек.

В наземной аппаратуре передачи команд вначале осуществляется
-лО()рэзование /шифрация/ команд, а затем полученные после преоб-
кования электрические сигналы модулируют по амплитуде высокочас-
тетный сигнал передатчика.
'86-

ПреобразоЕание каждой из непрерывных команд производится
два этапа, на первом этапе формируется напряжение прямоугольной
зрмы. Величина и знак входного напряжения непрерывной ка анды ото-
рэгаются соотношением длительностей положительной и отрицательной
астей прямоугольного напряжения. Каждый период прямоугольного на-
жения отображает е преобразованном виде одно значение команды.

Процесс преобразования входных напряжений непрерывных команд
различной величины и знака в прямоугольные напряжения поясняется
рис. 1-36.

Для формирования прямоугольного напряжения входное напряже-
гр команды сравнивается в специальной схеме сравнения с текущими
значениями вспомогательного напряжения треугольной формы /рис.1-36а/
Перепады сформированного прямоугольного напряжения соответствуют
повремени моментам равенства напряжения ксманды и мгновенного зна-
ния напряжения пилообразной формы /рис.1-3 6 а/'.

Если напряжение команды равно нулю /нулевая команда/, форми-
ися напряжение прямоугольной формы, положительная и отрицатель-
ная части которого имеют одинаковую длительность /рис.1-366/. Па-
дению команды положительного знака соответствует напряжение пря-
гопьной формы, длительность положительной части которого больше
цительности отрицательной части /рис.1-36в/. Нал ряжению команды от-
дельного знака соответствует напряжение прямоугольной формы,
"ительность отрицательной части которого больше длительности поло-
тельной части /рис.1-36г/.

Следовательно, после первого этапа преобразования команда пол-
стью характеризуется безразмерной величиной К, определяемой из
•оотношения

t2-t,
Т

К - относительная величина команды;

ta - длительность положительной части напряжения
прямоугольной формы;

ti - длительность отрицательной части напряжения прямо-
угольной формы;

Г =	*" период напряжения прямоугольной формы.
-87-

Рис.рЗб Принцип преобразования копан д.
-88-

При напряжениях непрерывных команд, находящихся в пределах
+50в величина К изменяется пропорционально величине напряжения ко-
манды. Максимальная величина К, соответствующая напряжениям команд

j50b равна чЮ.75. Напряжения команд, превышающие по абсолютной ве

-.тане 50в, ограничиваются. Характеристика передачи непрерывных

команд, выражающая зависимость величины К от величины и знака вход-
ного напряжения команды WK показана на рис.1-37.

На втором этапе преобразования сформированное прямоугольное
вапряжение используется для коммутации цепей в колебательном кон-
тре генератора модулирующих частот. При этом образуется электри-
ческий сигнад, состоящий из последовательно чередующихся напряже-
мй двух частот.

Таким образом непрерывная команда, поступающая на вход назем-
ной аппаратуры передачи команд, преобразуется в напряжения двух
частот, причем величина и знак команды определяются соотношением

времени существования напряжения этих частот в периоде коммутации
/периоде прямоугольного напряжения/.

Вторая непрерывная команда преобразуется аналогичным образом

в напряжения другой пары частот.

На рис.1-38 приведено распределение модулирующих частот в пе-

юце коммутации, соответствующее различным величинам команды.

Полученные после раздельного преобразования команд KI и КП

напряжения линейно складываются, усиливаются и модулируют по ам-

плитуде высокочастотный сигнал передатчика.

При используемом методе преобразования передача каждой из

непрерывных команд производится дискретно.

В течение периода прямо-

угольного напряжения передается одно мгновенное значение команды.

На рис.1-39 показан примерный вид изменения входного напря-
жения непрерывной команды и соответствующие ему значения команды К,
передаваемой по каналу управления.

Как нидно из рисунка, непрерывная команда в процессе преобразова-

заменяется

ступенчатой

криво й.

Высота

Сс ступеньки определяет-

ся крутизной изменения входного напряжения команды.

Метод преобразования разовых команд КШ и К1У, используемый
е аппаратуре передачи команд, обеспечивает их поочередную передачу
без нарушения передачи непрерывных команд. Разделение во времени
передачи третьей и четвертой команд позволяет применить один и
— 89 -

11 £а частотами ; /г , /з .



З.жаз 1190
-90 -

© А/епрерыйчая ^онацда \J*~ j (^.поступающая
на вход СПИ

® Команда, передаваемая по ^аиалу управления

РиС. 1~33 Й прочей паци Я непрерывной команды

управрения, поступси-ощей на вход СПК

Рис 1-^0 ПреоЬраъо&ание третьей и четвёртой команд.
-91-

I wr хе метод их преобразования.

Во время действия разовой команды /КХУ или КШ/ напряжения
частот команд КХ и КП модулируются по амплитуде напряжением вспомо-
:теи> ’ой частоты /	- при действии КХУ или - при действии

•

Жгуляция производится в противофазе, так, что при минимальном

|[мгновенном значении напряжений частот команды КХ мгновенное значе-
ние напряжений частот команды КП минимально /рис.1-40/.

Благодаря этому, после линейного сложения напряжений частот
•манд Ki и КП, амплитуда результирующих биений во время действия
хгбой из разовых команд остается неизменной.

К Хля того, чтобы во время передачи разовых команд не происходило
• юка”енж величин непрерывных команд, максимальное значение коэффи-
циента модуляции не превышает 40%.

Основные параметры аппаратуры при используемом
методе передачи команд.

В соответствии с требованиями, пред"являемыми к аппаратуре
। передачи команд условлиями ее работы в составе станции наведения
динято:

- точность передачи нулевых значений команд КХ и КП не хуже
♦ 1,5% от величины максимальной команды Ктах ;

-	номинальное значение величины максимальной команды ,
^тветствующее входным напряжениям команд КХ и КП ,+50в

= ± 0,75;

-	точность передачи максимальных значений команд КХ и КП
к хуже 4% от величины /Смак J

-	максимальное значение К\щк, соответствующее входным напря-
г..х' коланд КХ и КП +250в	=0,82;

-	точность воспроизведения в бортовом приемнике нулевых зна-
к:й команд КХ и КП 0,75% от Иках со стабильностью 0,5%

-	точность воспроизведения в бортовом приемнике максимальных
Бачений команд КХ и КП i 10% от 1См<мс .
-42-

Параметры преобразования команд определяются принятыми значе-
нии передаваемых максимальных команд и параметрами контура управ-
ления.

Номинал частоты коммутации. Выбор номинала частоты коммутации
глзеодится исходя из следующих соображений:

-	частота коммутации не должна быть близкой к частоте 50гц
Ь ее гармоникам;

-	частота коммутации не должна быть близкой к частотам механи-
-еского резонанса элементов автопилота и рулевых машин. Эти частоты
шат е интервале 20 4 40 гц, т.е. Fk-=*40 гц.

-	частота коммутации должна быть значительно выше частоты
Ьза эквивалентного контура, которому уподобляется замкнутая систе-
на авторегупирования:' при Ер ~ 4т2г^

> <5 + 10 FCp > F* =* 20гц

- Верхняя граница частоты коммутации ограничивается величиной
допустимых искажений короткой части периода прямоугольного напряже-
ия / tt нари«. I-ЗЬг/ при передаче максимальных команд в дешифраторе
"'?мника за счет конечного времени установления колебаний в резо-
нансных контурах

t* — 5t^T

лл полосового фильтра

А у-

aJ - полоса пропускания фильтра

I 1 3

Ду. H -lO

^<т '	Ц225Ш

г.е.

f. 2	1,1-40 сек.

кодя из требуемой величины K’tvtwna* = -О,Я

Тк = —- =	или FK + Wr

K + f
-93-

С учетом приведенных соображений частота коммутации выбрана
-ЗЕНОЙ 80 ГЦ.

Номиналы частот команд. Выбор номиналов частот команд ои'ус-
"звлен:

I	- значением минимальной величины промежутка t2 /рисЗбг/ при

Ктмртх и практически реализуемой добротностью контуров деш
затора приемного устройства 30-5-40 /

т.е. F ~ 420 к.гц ‘

-	возможностью применения в дешифраторе приемного устройства
малогабаритных резонансных фильтров;

-	требованием надежного разделения напряжений частот команд
в дешифраторе приемного устройства.

По экспериментальным данным необходимое ослабление между со-
седними частотами одной команды F, и F2 или и Fy должно
быть не менее 10, а между частотами различных команд Б и Б ,
ии F, и F3 , или F2 и Б должно быть не менее 30-

Исходя из указанных соображений номиналы частот команд выбра-
ад следующими:

F, = 100 кгц;

Г2 = ПО кгц

F3 = 127 кгц

Fy = 140 кгц

Для двухзвенного фильтра с критической связью ослабление напря
-енш частоты,, имеющей расстройку дЕ определяется из выражения:

|ри выбранных номиналах частот команд ослабление между частотами
одной команды:	/о* .х

л _ б*’	ч t

амегщу частотами различных команд
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1

-94-

«iid. я/*
С* (W/O* -W/
* =

Частота разовой команды КШ выбрана такой, чтобы она не
"водилась вблизи частот F* , 50 гц, 400гц и обеспечивала задан-
-то величину задержки при передаче разовой команды

F5 - Ьоо гц

Частота Fb разовой команды К1У выбрана приблизительно равной
1,7Fy, Такой номинал частоты выбран в целях упрощения схемы выдэле-
ей разделения напряжений частот Е? и Гь в дешифраторе приемного
етройства.

Диапазон рабочих частот. Для работы аппаратуры передачи команд
используется диапазон ДЦВ. Использование дециметрового диапазона волн!
щзволяет сравнительно несложными способами удовлетворить основные
требования к аппаратуре передачи команд:

-	обеспечить возможность формирования специальной формы диаграм
мы направленности наземной антенны, охватывающей зону станции наве-
дения при достаточно простой и надежной конструкции антенны;

-	обеспечить малое влияние метеорологических условий на работу
жюлинии;

-	спроектировать передающее устройство с применением металло-
керамических ламп, обеспечивающее стабильность частоты /1,5+2/10“^;

-	использовать узкополосные методы модуляции, позволяющие
кроме того максимально упростить бортовую аппаратуру;

-	обеспечить относительно узкие полосы пропускания бортового
гряеиника, что позволит разместить в заданном диапазоне наибольшее
жичество одновременно работающих каналов.

Основным условием для выбора числа номиналов рабочих частот
маналов аппаратуры передачи команд и закона распределения их по
диапазону является требование отсутствия взаимных влияний при одно-
сменной работе всех передатчиков каналов управления, входящих в
состав кольцевой системы ПВО.

Номиналы рабочих частот каналов и их распределение по комплек-
там аппаратуры передачи команд аналогичны принятым в системе - 25.
-35-

।

рабочие частоты каналов управления распределены по трем диапа-
зонам, имеющим обозначения А, Б и В. Каждый диапазон содержит рабо-
чие частоты двух комплектов:

диапазон А	-	частоты	комплектов	Ад-	и	А9 ;

диапазон Б	-	частоты	комплектов	Ад-	и	Eg ;

диапазон В	-	частоты	комплектов	Вд-	и	Bg.

Номинал частоты передающего устройства однозначно определяет
место данного канала в составе комплекта аппаратуры передачи команд
Все номиналы имеют условные обозначения. Обозначение составляется
из буквы диапазона, римской цифры, указывающей номер группы и араб-
ской цифры, указывающей номер канала в группе.

Так, например, обозначение Вд- - щ-5 соответствует пятому каналу
третьей группы, работающему в диапазоне Вд-.

При рассмотрении условий отсутствия взаимных влияний были взят!
следующие значения параметров аппаратуры передачи команд:

-	суммарная нестабильность несущих частот наземных передатчике]
- не более ТОО кгц;

-	полоса частот, занимаемая выходным сигналом передатчика I50ki

-	суммарная нестабильность частоты бортового гетеродина - не
более ТОО кгц;

-	ширина полосы пропускания бортового приемника - 0,6 мггц.

Ширина диаграммы направленности наземной антенны. Зона действи;
аппаратуры передачи команд должна обеспечивать возможность передачи
команд управления на борт ракет, находящихся в любой точке зоны ста!
ции наведения.

Проведенный теоретический анализ показал, что оптимальное облу-
чение зоны станции наведения достигается при диаграмме направленное^
наземной антенны аппаратуры передачи команд, имеющей следующие па-
раметры:

-	ширина диаграммы направленности в вертикальной плоскости
40 i 50.

-	ширина диаграммы направленности в горизонтальной плоскости
45 + 5°.
-96-

Энергетические соотношения для радиолинии передачи команд. Мощ-
:ть наземного передатчика определяется из выражения

р г /6-7* **-____________р

1 лер - *	>2 J лр

Опер ' G’bp

Рпер - мощность наземного передатчика в вт;

К - коэффициент, учитывающий потери в радиолинии;

R - максимальная дальность действия в м;

Спер - выигрыш передающей антенны;

Опр- выигрыш приемной антенны;

X - длина волны в метрах;

?пр - чувствительность приемника в вт.

К = К,- к?2	‘

К, - коэффициент, учитывающий ослабление поля на краях
зоны действия за счет диаграммы направленности
передающей антенны

К = 6,25

- коэффициент, учитывающий потери в наземном антенно-
фидерном тракте

I	К2 = 2

К5 - коэффициент, учитывающий ослабление поля за счет
диаграммы направленности приемной антенны

кз = 2

- коэффициент, учитывающий потери в тракте антенна
- вход приемника

К4 = 2

К= 50

Рассчет ведется для наиболее неблагоприятного случая:
-97-

&iep ~ $nef mitt ~

(Гпр Gbp min
— /\|,м|Ц	— 0,5|И

£	5$./Л<

Рпр = 5^-”^.

п	!&Иг	!225ЮЬ	_,.-//

% =50 н. V  0,2—s/6	=

Вещность наземного передатчика, измеренная на выходе блока АФ, при-
вьется 140 вт при коэффициенте модуляции 70% и коэффициенте
клиненных искажений ~ 20%.

Функциональная схема канала управления.

Комплект радиотехнических устройств канала управления включает
зсебя наземную аппаратуру передачи команд и бортовую радиоаппара-
•:ру«

Наземная аппаратура одного канала управления состоит из радио-
же дающего устройства /аппаратного шкафа/, блока антенных фильтров
М и антенно-фидерной системы. Блок антенных фильтров и антенно-фи-
рная система - общие для пятиканальной группы аппаратуры передачи
Ванд.

В состав аппаратного шкафа передающего устройства входят:

шифрат ор;

модулятор;

передатчик с автоматической подстройкой частоты;

блок контроля параметров передатчика;

блок функционального контроля;
источник питания.

В комплект бортовой радиоаппаратуры канала управления входят
ленно-фидерная система и радиоприемное устройство. Бортовой радио-
гдемник супергетеродинного типа обеспечивает пржм модулированных
|Ю амплитуде сигналов наземного передающего устройства, работающего
и несущей частоте данного канала. Номинал рабочей частоты приемника
-98-

I

изменяется путем перестановки сменного блока, содержащего входной
контур /преселектор/, гетеродин с кварцевой стабилизацией и первый
каскад усиления промежуточной частоты. В состав радиоприемного
устройства входят также блок усилителя промежуточной частоты со
вторым детектором, дешифратор и источники питания.

Функциональная схема канала управления приведена на рис.1-41

Напряжения команд управления, вырабатываемые в блоках выработ-
ки команд подаются раздельно на вход шифратора.

В шифраторе осуществляется преобразование непрерывных и разо-
вых команд в напряжении модулирующих частот F,;Fg j Fs J F4 } Ft J
С выхода шифратора напряжения модулирующих частот поступают в моду-
гягор, усиливаются в нем и подводятся к передатчику, где использу-
йся для осуществления модуляции по амплитуде высокочастотного сиг-
нала. Для повышения стабильности частоты передатчика применена
система автоматической частоты.

В качестве генератора опорной частоты в АПЧ используется ге-
нератор, частота которого стабилизирована кварцем.

Часть высокочастотной мощности с выхода передатчика подается
на детекторную головку. Продет оптированный сигнал подводится к спе-
циальному блоку, с помощью которого осуществляется индикация нали-
чия высокочастотной мощности на выходе передатчика и измерение коэф-
фициента модуляции выходного сигнала передатчика.

Модулированный по амплитуде выходной сигнал передатчика по-
кается по коаксиальному кабелю к антенному переключателю, который
позволяет кошутировать выход передатчика на де а вида нагрузок -
блок антенных фильтров АФ или эквивалент антенны. В положении ан-
тенного переключателя ’’антенна” выходной сигнал передатчика подво-
дится к антенному фильтру блока АФ, настроенному на частоту данного
канала.

Блок АФ, обеспечивающий одновременную работу передатчиков пяти
каналов на одну антенну, имеет пять антенных фильтров, каждый из
которых настроен на частоту соответствующего канала.

От блока АФ высокочастотный сигнал по кабелю РКК 5/18 подает-
ся на вход антенны.

В радиоприемном устройстве бортовой радиоаппаратуры сигнал
наземного передатчика после преобразования и усиления по промежу-
точной частоте детектируется и поступает на дешифратор.


КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
г----------------------Т

-33-
-100-

Напряжения частот непрерывных команд разделяются в дешифраторе
и помощи резонансных контуров и после разделения попарно детек-
руюгся. В результате детектирования на нагрузках детекторов об-
язуются напряжения прямоугольной формы, соотношение длительностей
кжтельной и отрицательной частей которых соответствует величине
Iзнаку передаваемых команд. Из прямоугольного напряжения при помощи
тиров выделяется постоянная составляющая, пропорциональная ко-
«анде.

Напряжения частот третьей и четвертой команд выделяются в спе-
льньк избирательных усилителях, после чего они подаются на ис-
Ьлнительный каскад.
-101-

10.	СТРОБИРОВАНИЕ СИГНАЛОВ ОТВЕТЧЖОВ РЖЕТ

Для определения текущих координат ракеты на всех участках ее
траектории в станциях наведения используется канал визирования.
Аппаратура канала визирования, установленная на ракете /приемо-
иветчик/, обеспечивает излучение ответных имгульсов при облучении
тэкеты вертикальным и наклонным тучами наземной станции /антенны АВ
iff/.Прием ответных сигналов на земле осуществляется приемным
устройством, обеспечивающим возможность одновременного наблюдения
за всеми ракетами, находящимися в данный момент в зоне действия
"тгвдии.

В системе 5о предусматривается размещение вокруг обороняемого
"екта однотипных по своему составу станций наведения, причем зоны
дйствия соседних станций перекрывают друг- друга. Разнос рабочих
1КТ0Т, пространственная, временная и частотная селекции в радиока-
чтах станций наведения должны обеспечивать отсутствие взаимных вли-
яю между ними при заданном расположении станций на местности.

На рис.1-42 приведено взаимное расположение диапазонов рабочих
частот каналов запроса и ответа.

В каждом из диапазонов Ад- и Ag имеется по 12 рабочих частот
анала запроса. В диапазоне несущих частот ответных импульсов раз-
метено 4 фиксированных рабочие частоты.

На каждой из станций наведения используется по 2 /одна основ-
ная и одна - резервная/ рабочих частоты диапазонов Ад- и Ag.

Полосы пропускания входных устройств приемников запроса
насчитаны на прием всех запрашивающих сигналов, несущие частоты
горых располагаются в пределах диапазонов Ад- и Ag. Поэтому, несмот-
я на различные несущие частоты каналов запроса соседних станций на-
•'дения, между ними возможны взаимные влияния по каналам визирова-
ли проявляющиеся в том, что ответчик вырабатывает ложные ответные
□пульсы за счет приема запросных импульсов от соседних станций.

Взаимные влияния по каналу ответа могут явиться причиной сле-
-~щих явлений:

- пропадание рабочего импульса ответа в том случае, если лож-
ми импульс запроса принят с опережением, относительно рабочего,
веньшим времени восстановления цепей в ответчике. Результатом этого
Iдет деформация принимаемой пачки ответных импульсов и следователь-
-W2-

о увеличение ошибок в определении угловых координат ракеты. В том
тае, если ложный импульс запроса принят с опережением меньшим

: изы селекторного строба по дальности, происходит увеличение ошиб-
г в определении наклонной дальности до ракеты. Увеличение ошибок
«"пределении дальности также происходит и при пропадании рабочего
Кльса ответа.

- Появление ложных импульсов ответа наряду с рабочими в том

цучае, если ложные импульсы запроса приняты с оперегяением, относи-
,о*ьро рабочих, большим времени восстановления цепей в отчетчике.

3этом случае происходит уменьшение скважности ответных импульсов и,
«у следствие, уход частоты и падение мощности генератора ответчика,
«ие того, ложные ответные импульсы, принятые наземной станцией,

=трудняют операторам наблюдение за положением целей и ракет на экра->

эх индикаторов.

для устранения этих нежелательных явлений в станциях наведе-
1|И системы 5о применено стробирование по дальности бортового при-
лика запросных импульсов ракеты. В этом случае приемник открывает-
ся дл^ приема импульсов запроса специальным стробирующим импульсом,
вступающим одновременно с рабочим импульсом запроса /или с неболь-
1ш опережением относительно его/.

Передача стробирующих импульсов с земли на борт ракет осущест-
::леюя посредством специального радиоканала. На каждой из станции
|гс:?ден!1я используется один канал стробирования. Разнос несущих
, 'тэт передатчика канала стробирования и полосы пропускания борто-
жзприемников выбраны таким образом, что взаимные влияния между
"звциями наведения системы 5о по этому канаду исключены.

Основные тактико-технические данные
канала стробирования.

диапазон рабочих частот. В целях уменьшения разнотипных элемен-
те:-ращюап паратуры на ракете для работы канала стробирования исполь-
! яся диапазон рабочих частот канала управления. В этом случае прием
срабирующих импульсов на борту изделия производится на одну из трех
чин канала управления, незадействованную для работы с наземной
танцтей передачи команд. Кроме того появляется возможность унифи-
ида некоторых элементов в приемниках каналов стробирования и
-105-

управления /преселектор, гетеродин/.

Наземные антенно-фидерные устройства каналов стробирования и
управления также могут быть сделаны одинаковыми.

Общий диапазон частот канала управления разбит на три частных

цапазона А, Е и В. £ля работы канала стробирования используется
Исироганных частот у,;уг;У,;	, у, ,• у* ; у, , рас-

положенных внутри частных диапазонов А, Б и В /см.рис .1-43/.

Распределение частот ///Л;/,;/,;/

относительно рабочих частот канала управления приведено в табл.1-£
Таблица 1-2

11й1НЖНИ£ YICTOTH

1<1ИШ Стр Оби ptfauMfi

Шифр частоты

У*
h

Ь
h

4,
Az
Аз
Б,
Бг

B,
Вг
вз

На каждой из станций наведения частоты каналов управления и
стробирования разнесены таким образом, что если комплект аппаратуры
передачи команд данной станции работает в одном из частных диапазо-
нов/например А/, то для канала стробирования используется рабочая
частота, лежащая в одном из двух других диапазонов /Б или В/.

Зона действия канала стробирования. Зона действия канала стро-
гания аналогична зоне действия канала управления и охватывает
1ну наведения наземной станции. Поэтому диаграмма направленности
венного передатчика канала стробирования ЕЕХбрана аналогичной ди-
краше направленности антенны канала управления:

-	ширина диаграммы направленности на уровне половинной мощнос-
в вертикальной плоскости 40° + 5°;

-	ширина диаграммы направленности на уровне половинной мощ-
>сти в горизонтальной плоскости 45° + 5°.

Коэффициент направленного действия антенны может быть рассчи-
ДиапазонРг,

/несущие частоты
игтупьсоБ запроса,
излучаемых антен-
ной Р/ ]

—юч -

150

GO

\Ра8очии диапа-
зон несущих
частот ответ-
ных, импильсо^

Диапазон Ri

[несущие Чс/стоты!
иппульсоё запроса,!
излучаемых ангпен^- г

нои R!_________I<ггч

из--460

150

Рис.Т-^ Диапазон раЪочих частот начала
запроса и ответа

Рис1~^3 Распределение частот ианара стробирования

8 диапазоне частот канала управления
,	-105-

тан по формуле:

где:	G - коэффициент направленного действия

)( - коэффициент, учитывающий боковые лепестки и
неравномерность диаграммы направленности =0,6

- ширина диаграммы направленности в горизонтальной
и вертикальной плоскостях.

(jmA* ~

G__* 44

Мощность наземного передатчика канала стробирования определя-
ется из выражения:

р _ __!Ае2____________Р

пе? “ К G-v А2 "Г

Вкр - мощность наземного передатчика в вт;

R — максимальная дальность действия радиолинии в м;

Gne?- коэффициент направленного действия передающей
антенны;

Gnp- коэффициент направленного действия приемной антенны;
ftp - чувствительность приемного устройства в вт.

К - коэффициент, учитывающий потери в радиолинии.

ж/

Величины, входящие в формулу имеют следующие значения:

R = 35-1(?м

G пер ~

Gnf = 2

Рпр ~ вп,

Коэффициент К = Kj.Kg.Kg.K4

где Кд- - коэффициент, учитывающий потери в тракте передатчик-антен-
на;

^2 - коэффициент, учитывающий уменьшение мощности сигнала на
краях зоны относительно мощности сигнала в максимуме диа-
граммы направленност и;
-106-

Kg - коэффициент, учитывающий ослабление сигнала за счет
диаграммы направленности приемной антенны при маневрах
изделия.

- коэффициент, учитывающий потери в тракте антенна-приемник

Величина Kj определяется длиной тракта передатчик-антенна
метров кабеля РКК 5/18 с затуханием 0,06 №-/ы/

KI = 0,76

Определение величины коэффициента Kg производится по рассчитан-
теоретически сечениям диаграмм направленности наземных антенн

кодя из заданных размеров зон наведения

К2 = 0,042;

Ks = 0,5;	•

I	К4 = 0,5

I Тогда К=0,76.0,042.0,5.0,5 э 0,8.Ю’2

р !№_  р _	У* „

kG„t&-r Г"'~ Н-Ы,5г

Мощность наземного передатчика канала стробирования должна
;,ть не менее 50 кет в импульсе.

Параметры стробирующего импульса. При наличии стробирования
иуск ответчика производится импульсом снимаемым с анодной нагрузки
векторного каскада, на который одновременно поступают импульсы
Снятые по каналам визирования /импульс запроса/ и стробирования
1 гробирующий импульс/•

Для устойчивой работы ответчика в режиме стробирования необ-
ямо выполнение следующих условий:
-107-
।

-опережение стробирующего импульса относитотьно импульса зап-
хана селекторном каскаде должно быть больше или равно суммарной

- таоильности задержек в трактах передачи и приема импульсов запро-
си стробирующих импульсов;

-	стробирующий импульс должен перекрывать по длительности им-

""ьс запроса с учетом указанного выше опережения.

| Суммарная нестабильность задержек в трактах передачи и приема
ipocHtix и стробирующих импульсов складывается из:

-	нестабильности задержки импульса, идущего на запуск передат-
а канала стробирования относит.ельно импульса запуска передатчика
1-ала визирования

&tt = 0,01 мксек

-	нестабильности задержки выходного высокочастотного импульса

I ’датчика канала визирования, относительно запускающего
btz= 0,08 мксек

-	нестабильности задержки выходного высокочастотного импульса

датчика канала стробирования относительно запускающего
д{з= 0,06 мксек.

-нестабильности задержки в приемнике импульсов запроса от

На приемника до каскада совпадения

0,05 мксек

-нестабильности задержки в приемнике стробирующих импульсов

Г входа приемника до каскада совпадения

0,1 мксек.

уммарная нестабильность задержки:

= 0,3 мксек.

Следовательно, опережение стробирующего импульса относительно

pica запроса на селекторном каскаде должно быть:

0,3 мксек.
-iOS-
------------------- —

С учетом возможной точности установки опережения в наземной
Ьаратуре: Totl = 0,3 + 0,4- мксек. Длительность стробирующего им-
 «ьса:

Тст/> —	+ i-зм тлх * А f

□е:	- длительность импульса запроса,

- смещение заднего фронта стробирующего импульса
за счет нестабильностей задержек в тракте передачи
и приема его.

Тил = 4,5 ± мксск

TjAjjmeLA ~ 0t55 мксе*
д! = at, +й Ь +	=

*Сстр ~ 1,2 мксек.

Формирование стробирующего импульса в приемнике осуществляется
ь

;’;иощыо блокинг-генератора, запускаемого импульсом наземного пе-
| «™чика.

Параметры высокочастотного импульса передатчика канала строби-
»4-1я выбраны следующими:

-длительность огибающей на уровне 0,5-1 ±0,15 мксек;

-длительность переднего фронта огибающей на уровне 0,1+0,9 -
lie более 0,15 мксек.

г/ Взаимное расположение импульсов запуска передатчиков кана-
U" визирования и стробирования.

ранее указывалось, что для устойчивой работы ответчика в режи-
'робарования необходимо, чтобы на входе селекторного каскада

I „ртовом приемнике стробирующий импульс опережал импульс запроса
= 0,3 + 0,4 мксек.

Т.к. задержки в тракте приемников запросных и стообирующих
Ьпьсое равны /	=0,2 мксек/, то в.ч. импульс на выходе пере-

ИВчжа канала стробирования также должен опепежать по времени им-

' •с на выходе передатчика канала визирования на величину
fjir = 0,3 + 0,4 мксек.
-ш-

Опережение Т импульсов запуска передатчика канала стробиро-

„ относительно импульсов запуска передатчика канала Еизирова-
дг :элзно быть:

Т —	+ 6о0 а

- задержка в-тракте передатчика канала стробирования;

задержка в тракте передатчика канала визирования;

Т  0»8 - 0,3 + 0»3 «= 0»ё мксек.

Т.н. задержки в трактах передатчиков каналов стробирования и
I знания имеют разброс, то в аппаратуре предусматривается воз-
дсзоть регулировки взаимного положения импульсов запуска передат-

•• -з на величину jh

мксек.

Точность регулировки - не хуже 0,1мксек.

функциональная схема канала стробирования.

Аппаратура канала стробирования включает в себя наземное пере-
пев устройство и приемное устройство, размещаемое на ракете.

В состав передающего устройства входят:

-	регулируемая линия задержки;

-	модулятор;

-	генератор СВЧ с автоматической подстройкой частоты;

-	антенный переключатель;

-эквивалент антенны;,

-	антенно-фидерная система;

-	источники питания.

Комплект бортовой аппаратуры канала стробирования состоит из:

-	приемной антенны /используется одна из незадействованных
стенн канала управления/;

-	радиоприемного устройства

-	источников питания.	I

Функциональная схема канала стробирования приведена

j viic.I-44.
Рис Фучнциочарьноя схена Мачара строРчро&ачи^
-ш-

На вход передающего устройства канала стробирования от шкафа
„	-,з

рных напряжении подаются запускающие импульсы со положительной
ррности с амплитудой ЗОв, опережающие импульсы К на 0»5+1мксек.

С помощью регулируемой линии задержки, задержка запускающих
гульсов м.б. установлена такой величины, которая обеспечивает тре-
зное опережение выходного высокочастотного импульса передающего
Ьройства канала стробирования относительно выходных импульсов пе-
хающего устройства визирования /Топ =0,3+0*4 мксек/.

В модуляторе первоначально осуществляется формирование модули-
fcx импульсов, а затем их усиление. Выходной молулирующий импульс
••мплитудой 10 т 15 кв и длительностью порядка I мксек подается на
г д лампы генератора СВЧ. Генератор вырабатывает импульсы высоко-
"этных колебаний, которые, через коаксиальный кабель,подводятся
ргенному переключателю. Антенный переключатель обеспечивает воз-
юность коммутации выхода генератора на два вида оконечных нагру-
ц?-антенну и эквивалент.

Для повышения стабильности частоты генератора СЕЧ и сокращения
 вмени готовности его к работе в передающем устройстве применена
истема автоматической подстройки частоты. Система АПЧ состоит из ге-
атора опорной частоты, смесителя, УПЧ, дискриминатора, управляю-
1- схемы и исполнительного элемента.

На смеситель системы АПЧ поступают одновременно импульсы высоко-
стотных колебаний .от передатчика и колебания от генератора опорной
Встоты с кварцевой стабилизацией.

зазующиеся в анодной цепи смесителя импульсы разностной частоты
fr или Jr ~ Jon /усиливаются в тракте УПЧ и поступают на дис-
рииинатор.

Амплитуда видеоимпульсов на выходе дискриминатора пропорциональ-
в отклонению несущей частоты генератора СВЧ от номинала.

С выхода дискриминатора видеоимпульсы поступают на управляющую
оу, которая вырабатывает напряжение, воздействующее на механичес-
 исполнительный элемент. Под воздействием этого напряжения исполни-
• ьны1 элемент изменяет частоту генератора СВЧ в сторону уменьшения
..-(Юнения ее от номинала.

На борту ракеты высокочастотный сигнал наземного передатчика
'шается антенной и по кабелю подается на вход приемника сигналов
Ьвбирования •
-112-

Высокочастотные сигналы преобразуются в смесителе в сигналы
ромежуточной частоты, усиливаются каскадами У11Ч и детектируются,
лученные видеоимпульсы усиливаются и подаются на запуск ждущего
юкинг-генератора, с'помощью которого производится формирование
ротирующих импульсов,
пробирующие импульсы поступают на селекторный каскад приемника
визирования. В качестве селекторного каскада в приемнике визирова-
циспользуется один из каскадов видеоусилителя, поставленный
в "запертый” режим.
’Отпирание” каскада осуществляется стробирующим импульсом.
;ак;п образом через селекторный каскад приемника визирования пройдут
диь те импульсы запроса, которые совпадают по времени со стробиру-
ши импульсами.

Для увеличения надежности работы канала визирования, которая,
могла бы несколько понизиться по причине усложнения аппаратуры за
счет введения стробирования, в бортовой аппаратуре предусматривается
звтоматичесжая схема переключения "строб - без строба".

Необходимость введения этой схемы вызвана стремлением обеспе-
чить возможность работы приемоответчика канала визирования при на-
ущении или даже полном прекращении работы канала стробирования.

работа схемы происходит следующим образом.Лои нормальной ра-
боте-линии визирования и линии стробирования на каскад совпадения
дави переключения поступают пачки контрольных импульсов от ответ-
чика и стробирующие импульсы с выхода приемника стробирования, на
коде каскада совпадения появляется импульсный сигнал, который
затем детектируется пиковым детектором, усиливается и вызывает сра-
батывание реле. Контакты реле соединены с селекторным каскадом
циеио-от нетчика и переключают его в режим стробирования.
В этом режиме селекторный каскад заперт и открывается только при
довременной подаче на него импульсов визирования и стробирующих
импульсов. При нарушении нормальной работы линии стробирования сов-
кпений импульсов от ответчика и стробирующих импульсов в каскаде
совпадения не станет и реле переключит селекторный каскад в режим
усиления видеоимпульсов канала визирования.

Временные параметры схемы "строб-без строба" выбраны таким
образом, что:

-	переход канала визирования в режим стробирования происходит
-//3-

ько при наличии совпадения импульсов ответчика и стробирующих
ульсов;

-	переход канала визирования в режим ’’без строба’’ не происхо-
впаузах мезду пачками ответных сигналов.
- ич-

1

II. СИСТЕМА СЕЛЕКЦИИ ДВИЖУЩИХСЯ ЦЕЛЫЙ.

Принцип построения селектора движущихся
целей.

для защиты станции от пассивных помех используется когерентно-
ульсный селектор движущихся целей.

(огерентно-импульсный метод основан на измерении фазовых сдвигов
ирааенных от целей сигналов по отношению к фазе опорного /когереит-
ого/ напряжения, вырабатываемого в радиолокаторе.

Череспериодное сравнение фазовых сдвигов, преобразованных в
амплитудные изменения позволяет выделять сигналы, фаза которых су-
^ственно изменяется от импульса к импульсу /т.е. сигналы быстро
ищущихся целей/ и устранить сигналы, фаза которых не изменяется,
ди изменяется несущественно /т.е. сигналы от пассивных помех/.

Упрощенная блок-схема когерентно-импульсного селектора стан-
да приведена на рис.1-45.

По соображениям технической целесообразности эхо-сигналы и
«герентное напряжение преобразуется на промежуточной частоте.

При этом, для устранения дополнительных фазовых сдвигов, воз-
• чающих при преобразовании частоты эхо-импульса и зондирующего им-
аульса /необходимого для фазирования когерентного гетеродина/, ис-
::?.ьзуется напряжение общего местного гетеродина, благодаря чему
"полнительный фазовый сдвиг для обоих сигналов является одинаковым
«последовательно исключается.

для устранения допплеровской модуляции сигналов помехи, обус-
йленной ветром используется схема компенсации скорости ветра.

Сравнение фазы эхо-сигналов с фазой когерентного напряжения и
:реобразование в видеоимпульсы с амплитудой, зависящей от соотноше-
ия фаз осуществляется в фазовом детекторе.

Череспериодное сравнение амплитуд видеосигналов осуществляет-
ся в схеме череспериодного вычитания, в которой из каждого импульса
«читается задержанный импульс предшествующего периода повторения.

Известно, что при движении цели фазовый сдвиг д от импульса
к импульсу /т.е. за период повторения/ определяется выражением:

ду>=^-^-т„

»? - радиальная составляющая скорости цели,
-/15 -

Блок - сосем а кое ерентно - импульсного
селектора станции.
-//6-

X - длина волны несущей,
Тп - период повторения.

Известно также,-что сигнал на выходе когерентно-импульсного
селектора /при примерно-синусоидальной характеристике фазового де-
тектора Овид = V /, определяется выражением

lit*» =	*2" ~>Г Тп) - 2 fl [у* +	Тп)£*п Tn

Следовательно при скоростях цели Ц = 14* =	сигнал на

выходе селектора равен нулю / К* - так называемые слепые скорости,
т.е, скорости, когда цель проходит за период повторения расстояние
равное / и при V? =0 , соответствующей неподвижным отражающим
об"ектам.

При движении цели /непрерывном изменении дальности/ будет изме-
няться начальная фаза эхо сигнала относительно фазы когерентного
напряжения и следовательно возможны такие стучаи, когда при неблаго-
приятной начальной фазе, сигнал на выходе будет равен нулю при

V?/ 14^ /так называемые ’’слепые" фазы/, т.е. будет иметь место
вырадрпие отдельных импульсов в общей последовательности.

Кроме того, возможны также случаи уменьшения амплитуды сигнала
на выходе, когда два смежные импульса располагаются на участке ха-
рактеристики фазового детектора с меньшей'крутизной.

Все эти факторы приводят к тому, что последовательность импульсов
оказывается промодули ров энной до 100%.

Таким образом, среднее значение сигнала на выходе с учетом
слепых фаз будет уменьшаться, что особенно неблагоприятно при малом
количестве импульсов, облучающих цель, т.е. при работе в "пачеч-
ке" режиме". Кроме того модуляция искажает форму пачки эхо-импульсов
что приводит к резкому увеличению флюктуационных ошибок в режиме
автоматического сопровождения.

Устранение "слепых" скоростей наиболее эффективно осуществляет-
ся применением переменной частоты посылок зондирующих импульсов.
Зри этом, если по одной периодичности сигнал .будет отсутствовать
/"слепая" скорость/, то по другой сигнал не равен нулю. Такое пере-
крытие при двух периодичностях может быть достигнуто только в огран
чевном диапазоне радиальных скоростей.
-7/7-

Зпичем, чем шире этот диапазон, тем менее равномерной получается
ашлитудно-скоростная характеристика.

Например для заданного в ТТЗ диапазона скоростей 1004-540 м/сек.
к обеспечения необходимой дальности действия периоды повторения,
забранные из условия наименьшей глубины провалов амплитуд но-скорост-
ной характеристики, равны 466,6 мксек и 533,3 мксек. Перекрытие
более широкого диапазона скоростей для быстролетящих целей можно
осуществить другим соотношением между периодами, однако при этом
участок характеристики в районе скоростей около 200 м/сек. о iyc-
кается и эффективность системы для этой скорости сильно падает.

Устранение модуляции последовательности импульсов из-за
"слепых” фаз достигается применением двух систем ч ере сп ери од но го
вычитания, работающих с выхода двух фазовых детекторов, генератор-
ные напряжения которых сдвинуты друг относительно друга на 90°
/так называемые "квадратурные" каналы/. Выходы двух схем череспе-
риодного вычитания подаются на схему сравнения, пропускающую боль-
ше пэ амплитуде сигналы.

Применение двух квадратурных каналов снижает модуляцию после-
юнательности импульсов до 30%.

Величина остаточного /некомпенсированного/ сигнала от непод-
вижных /пассивных/ помех зависит от собственных амплитудных и фазо-
вых флюктуаций сигналов, отражаемых от помех, а также флюктуаций,
обусловленных вращением антенн при приеме сигналов. Амплитудные
составляющие флюктуаций устраняются'применением амплитудного огра-
нгаения в тракте прометуточной частоты.

Величина остаточного сигнала в этом случае определяется фазов
ыи флюктуациями сигналов помехи.

Если считать основную часть спектра помехи лежащую в области
частот до 504-ЗСгц, то основную долю в остаточном сигнале приобрета-
ют флюктуации за счет сканирования антенны ввиду малого числа им-
пульсов в пачке. При одинарном вычитании средний квадрат величины
нескомпе ней ров энного остаточного сигнала на выходе равен 20% от
уровня ограничения в УПЧО.

Значительное преимущество, выражающееся в уменьшении остаточ-
ного сигнала и сохранении формы пачки дает использование дифферен-
циального метода /дФ/ т.е. двойного вычитания сигналов на переменно
частотой повторения.
-Я8-	1’

I

Выражение для амплитудно-скоростной характеристики вычитающего
угтройства при дифференциальном методе имеет вид

Эта характеристика имеет квадратичный начальный участок, а
::?довательно обеспечивает подавление флюктуаций помех с более ши-
да спектром.

Однако, даже при двойном вычитании, одновременная компенсация
згналов помех во всем секторе обзора может оказаться невозможной
з-за больших разностей радиальных скоростей ветров в разных точках
сектора обзора.

Для обеспечения возможности работы в этих условиях селектор
Гнущихся целей должен обладать устройством для компенсации скорос-
ветра раздельно в областях пространства, в которых находятся цели
сопровождаемые тем или иным индикаторным постом.

Такая компенсация возможна, если только области с резкими пе-
оеладами скоростей ветра не находятся в пределах импульсного об”ема
станции по каждой из плоскостей.

Амплитудно-скоростная характеристика селектора приведена
на рис.1-46. Из графика видно, что выбранные периодичности
М66,6мксек и Т2 = 533,3 мксек обеспечивают перекрытие заданного
шапазона радиальных скоростей цели. Начальный участок характерис-
тики квадратичный. В районе радиальных скоростей цели около
Ш/сек. имеется провал.

Амплитудно-скоростная характеристика для перекрытия диапазона
скоростей до 840м/сек. проведена на рис.1-47. Периоды повторения
тля нее Tj = 525/^= 475. Из сравнения рис.1-46 рис.1-47 видно, что
за счет расширения характеристики увеличились провалы в начальной
части в районе скоростей 30*100 м/сек. и 200 м/сек. Из опыта испы-
таний можно сделать вывод, что зоны поражения целей, летящих с
этими скоростями будут сильно уменьшены и работа станции будет
малоэффективна.

В то же время, в случае периодичностей Tj=533»3 и ^2=466,бмк.сек.
области этих скоростей прикрыты достаточно, провалы в амплитудно-
скоростной характеристике будут в районе скоростей IOD"lteKJt
и 580«/сек. . Ввиду большого абсолютного значения величины скорос-
ти и малой по сравнению с ней шириной провала, вероятность длитель-
'ы*=	0S9 =	twp YltJd iQdfiwodnuun

ОУПШЭПо/ЭШУОС/ЫС ^4LUDOdD^D-OHQF)LUni£U^I^ Qfy-f

MOS/ DOOM DOOS! 0003/ OOOH DODD/ DODS 0008 DODD D0D9 DOOS DODb ODOS 0003 000/ Q


к

/ \ / \ / \ / 1

О /ООО 2000 3000 WOO 5000 6000 7000 8000 9000 /0000 //000/2000 /3000 /4000 /500016000/7000/8000/9000гоооогюоо

f(/y

Рис 1'^7 Дм плат уд но -скоростная характеристика аппаратуры С[Щ
для случая 1/2,5 м/сек « V 533 ^/сек f Rmax = 7^,5км.

КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
него нахождения цели в этой области, очевидно, уменьшится.

Величина остаточного сигнала на выходе системы чере спериодного
’ычитания определяется следующими факторами.

I.	Собственные флюктуации помех / a / -

2.	Флюктуации за счет движения антенны при сканировании ДЙск

3.	Флюктуации сигналов за счет нестабильности аппаратуры

I I Mann / •

Суммарная величина остаточного сигнала, ввиду независимости
всех источников флюктуаций, определяется как

Л Ц - Л + Д Uск + Д Малл

При спектре собственных флюктуаций помехи в 50-бОгц остаточ-
чи сигналом за счет этих флюктуаций при дифференциальном методе
вычитания можно пренебречь.

Величина остаточного сигнала аа счет сканирования антенны для
эавномерного распределения дипольных помех в пространстве может
быть определена из соотношения

।	ай | _ J	'

।	С I ’	пЧ

где О - ширина диаграммы по половинной мощности,

К - количество импульсов в пачке,
диаграмма направленности в плоскости сканирования.

Если диаграмму направленности апроксимировать функцией
Гаусса, то

“	l‘j|

Для станции наведения п =6,6 и тогда J ц | =0».П

При наличии ограничения в тракте промежуточной частоты, с учетом
наличия квадратурных каналов, среднеквадратичное значение остаточ-
ного сигнала на выходе системы вычитания равно

Д	Q Uorp
422-

Исходя из возможностей аппаратуры для обеспечения заданного
подавления сигналов помехи целесообразно принять аппаратурную соста
пяющую остаточного сигнала равной составляющей от сканирования ан-
тенны	..

л UMn - 0,о] Ihrp

Основными источниками остаточных сигналов являются:

I.	Нестабильность частоты магнетрона

2.	Нестабильность частоты местного гетеродина.

3.	Нестабильность частоты когерентного гетеродина

4.	Нестабильность привязки фазы когерентного гетеродина при
|азировании.

5.	Нестабильность длительности импульса магнетрона.

6.	Нестабильность длительности периодов повторения.

7.	Паразитная модуляция когерентного напряжения комбинацион-
на частотами в схеме компенсации скорости ветра.

8.	Нестабильность длительности задержки в ртутных линиях.

9.	Нестабильность коэффициента усиления в прямом и задержан-
ие каналах схемы череспериодного вычитания.

10.	Расхождение амплитудно-частотных характеристик прямого и
«адерханных каналов в схеме череспериодного вычитания.

Считая все эти источники независимыми, допустимая величина
alien за счет любого источника при равновероятном распределении
эставг.яет

Л Мост “	~ 0/0^2 Могу,

1сходя из этой величины можно пред”явить следующие требования
I элементам.

Передатчик:

а/ Среднеквадратичная величина уходов частоты от импульса к

I -кыпульсу не должна превышать ЗО*5О кгц.

б/ Изменения частоты в пределах импульса не должны превышать
.5 мггц.

в/ Максимальные изменения длительности зондирующих импульсов
е должны превосходить величины 0,015 мксек.

Местный и когерентный гетеродины:

Максимальные уходы частоты не должны превышать ЗОкггц/сек.
-425-

^зчность привязки фазы когерентного гетеродина к фазе магнетрона
дата быть не хуже 0»043 рад.

Синхронизатор:

Максимальное изменение длительности периода повторения
р,01мксек.

Система компенсации скорости ветра:

Максимальная амплитуда паразитной фазовой модуляции когерентно
io напряжения калибрационными частотами не должна превышать 4,3%.

। Система череспериодпого вычитания:

Максимальный остаточный сигнал из-за нестабильности задержек,
ззличия усиления в каналах и различия в форме амплитудно-частот-
вк характеристик не должны превышать 0,12 UOr/> .

Режимы работы.

В станции наведения предусматриваются режим автоматического
tручного сопровождения целей прикрытых пассивными помехами.

В режиме автосопровождения жесткие требования пред”являются
Iсохранению формы огибающей пачки эхо-импульсов. Необходимым усло-
мем сохранения формы огибающей является линейность приемного тракт
При рассмотрении требований к линейности приемного тракта
;»но учитывать, что сигналы на выходе селектора зависят от радиаль
к.1 скорости цели и могут меняться для селектора станции в 5 раз
в заданном диапазоне скоростей.

Кроме того, в тракте до системы череспериодного вычитания при-
утстнуют сигналы цели и отражений от пассивных помех, которые 
негласно ТТЗ могут в 2 раза превышать сигнал цели.

Для обеспечениярежима автосопровождения в принятой следящей
пстеме координатных блоков необходимо поддержание постоянного урон
[я сигналов на выходе селектора движущихся целей. Таким образом,
зучетом двухкратного запаса на фединг сигнала от цели динамический
аапазон тракта для линейного прохождения сигнала должен быть равег
28 дб.

Для обеспечения такого динамического диапазона при одновремег
юй работе СДЦ на координатную систему и индикатор /т.е. совмещение
рношов АС и обнаружения/ вводится импульсное увеличение уровня orj
пения в УПЧО в моменты времени, соответствующие прохождению сопрс
эоздаемого сигнала.
-124-

Для поддержания постоянного уровня сигнала на входе исполн-
ится схема ЧАТУ. об"ектом регулирования являются два первые каспа-
за УПЧ, являющимися общими для усилителя про мезгу точной частоты с ог-
лчением и обычным УПЧ.

Импульсное увеличение уровня ограничения в УПЧО осуществляете;
тже импульсами И АРУ.

Для обеспечения режима захвата цели на автосопровождение
дбходим форсирующий режим импульсного уменьшения усиления в УПЧО.

В режиме обнаружения /т.е. при работе с УПЧО/ имеет место
которое подавление полезной информации /сигналов цели/ отражениями
и помех. В этом режиме приходится допускать такое явление для умень-
шил остаточных сигналов помех на индикаторах и обеспечения лучшей
илюдаемости сигналов цели по всей дальности.

"'! двойном превышении сигналов помехи над сигналами цели подавле-
тй может быть таким, что сигнал на выходе может быть несколько мень-
х или равным уровню сигналов при котором срабатывает система ПАПУ,
фи импульсном снятии ограничения в УПЧО сигнал на входе возрастает
хо величины достаточной для срабатывания ЛАРУ при этом в равной мере
возрастают и остаточные сигналы до тех пор пока система ПАРУ не сни-
зт усиление в УПЧО в соответствии с величиной сигнала.

Взрастание остатков в момент захвата может привести к сбоям авто-
вровсадения.

Форсирующий режим заключается в том, что при захвате цели
система НАЛУ начинает работать по сигналам с выхода специального
жеоусилителя /на вход этого видеоусилителя подаются сигналы с ам-
"’итуцного детектора, включенного параллельно фазовому детектору/,
'шульсное увеличение уровня ограничения должно включаться только
зелв выхода сигналов из ограничения в УПЧО и одновременно с этим
должна включаться обычная система ЧАРУ.

Флюктуационные ошибки авт сопровождения цели, прикрытой поме-
хами по угловым координатам увеличиваются из-за остаточной паразит-
вог модуляции огибающей допплеровской частотой, увеличения фединго-
вой модуляции /не только амплитудный, но и фазовый фединг/, частич-
ки потери информации из-за различия амплитуд импульсов одной пери-
одичности и другой из-за скоростной модуляции, искажения формы оги-
бающей остаточными сигналами.
425-

По данным предварительных испытаний макетного образца
аналогичной системы флюктуационные ошибки автоматического сопровож-
дения цели защищенной помехами в 2-2,5 раза больше аналогичных оши-
бэк при сопровождении цели, не прикрытой помехой. Систематические
оибки увеличиваются незначительно.

В режиме ручного сопровождения для избежания обусловленных
агентом подавления сигнала цели сигналом помехи систематических
ошибок также требуется линейность тракта для сопровождаемого сиг-
нала. Поэтому с этой точки зрения режим PC не отличается от режима
;_С, только ширина стробов ЛАГУ выбирается по дальности и углу исходя
।величин флюктуационных и систематических ошибок ручного сопро-
вождения.

Кроме того, для облегчения сопровождения цели по индикаторам
•того сопровождения на малых дальностях, на которых существенно
становятся видимы остаточные сигналы на краю помехи /краевые оста-
точные сигналы/, в систему ручного сопровождения должна быть введена
тгеменная автоматическая регулировка усиления, задачей которой яв-
ляется уменьшение глубины ограничения сигналов от помех вне строба
АРУ.

При условии отсутствия эффекта подавления флюктуационные и
систематические ошибки ручного сопровождения по цели, прикрытой поме
"зми, должны возрасти незначительно по сравнению с ошибками ручного
сопровождения по цели не прикрытой помехами.

Состав и блок-схема аппаратуры.

Аппаратура СДЦ разделяется на две группы, работающие в каждой
из плоскостей: горизонтальной и вертикальной.

’’о числу индикаторных постов в станции, в каждой такой группе аппа-
ратуры СДЦ имеется четыре канала, включающие отдельные усилители
(ромежут очной частоты, фазовые детекторы и схемы череспериодного
№итан|я.

‘".паратура СДЦ каналов, работающих в разных плоскостях на один
!Щ’«каторный пост, об”ецинена в одном шкафу Сц.

Общее число шкафов СЦ в станции равно четырем. Когерентные
"этеродины являются в каждой плоскости общими для всех четырех
Иналов. Каждый когерентный гетеродин имеет резерв. Рабочие и резер
-126-

м

I гетеродины обоих плоскостей размещены в одном шкафу.

Кроме основной аппаратуры СДЦ, размешенной в четырех шкафах СЦ
i одной шкафу КГ, к аппаратуре СДЦ относится специальная система
Типизации местного гетеродина, расположенная в шкафу вводных
гоокочастотных устройств приемного тракта.

Для проведения регламентных работ в каждом шкафе СЦ и шкафе
Е1 предусматривается специальная контрольная аппаратура.

Функциональная схема аппаратуры СДЦ приведена на рис.1-48

а/ Шкаф Сц.

Аппаратура шкафа СЦ включает в себя следующие функциональ-
но элементы:

I.	Фазочувствительный приемник /блок СЦ-1/

2.	Схему компенсации скорости ветра /блок СЦ-2/

3.	Ультразвуковую линию задержки /блок СЦ-3/

4.	Схему череспериодного вычитания сигналов /блоки СЦ-4 и
2-6/.

5.	Схему выработки вспомогательных опорных напряжений контро-
ля /блок СЦ-5/.

6.	Схемы питания /блоки СЦ-20, СЦ-21/.

Шкаф СЦ имеет два режима работы "работа" и "ремонт".
В первом режиме управление дистанционное с пультов операторов наве-
дении и ручного сопровождения как в боевой работе, так и в режиме
регламентного контроля.

Во втором режиме управление местное - органами регулировки
я управления расположенными в шкафу.

На блоки СЦ-I в каждой из плоскостей поступают сигналы про-
яенуточной частоты с главных усилителей приемных устройств.

В результате сравнения фазы приходящих сигналов с опорным
когерентным/ напряжением, поступающим со шкафа КГ через схему КВ
/компенсации скорости ветра/ в блоке СЦ-2, с выходов двух фазовых
детекторов в блоке СЦ-I выделяются сигналы, модулированные по ам-
ъчтуде частотой, обусловленной скоростью изменения фазы сигнала
относительно когерентного напряжения.

Наличие двух фазовых детекторов обусловлено тем, что в селек-
торе применены квадратурные каналы. Сдвиг на 90° огибающих сигналов
’оздается за счет сдвига фаз на 90° между когерентными напряжениями,-

-128-

I

вступающими на эти детекторы. Сдвиг фаз производится при помощи
(вовращателя в блоке СЦ-1.

С выхода фазовых детекторов сигналы поступают через модулято-
ре, в которых осуществляется заполнение сигналов несущими частотами
Юмггц и 16 мггц на схему череспериодного вычитания /СЧВС/, разме-
нную в блоках СЦ-3» СЦ-4, СЦ-6.

Для обеспечения режима автоматического и ручного сопровождения
iблоке СЦ-1 предусматривается импульсное снятие ограничения в уси-
этсле промежуточной частоты с помощью стробов ПАРУ, вырабатываемых
в координатных блоках. Для поддержания постоянной амплитуды пачек
цш, выдаваемых на координатные блоки, используется та же система
ИРУ как и при работе по цели не прикрытой помехами в режимах АС и
PC соответственно.

для обеспечения надежного захвата в режиме АС в блоке СЦ-1
редусмотрен амплитудный детектор с видеоусилителем. Сигнал с этого
иода используется для работы форсирующей схемы, расположенной в
с: ординат ной системе.

toa КВ в блоке СЦ-2 обеспечивает, помимо общей компенсации скорос-
та ветра во всем пространстве /регулировка "фона"/» независимую ком"
тевсацию скорости ветра в двух участках, соответствующих централь-
кк частям участков вынесенных на индикаторы ручного сопровождения
5км. по дальности и 6° по углу/.

В системе череспериодного вычитания осуществляется выделение
►йгеэлое от движущихся целей и подавление сигналов от пассивных
зиех. Как уже говорилось выше, в системе СДЦ применен дифференци-
аций метод череспериодного вычитания сигналов.

Упрощенная блок-схема построения СЧВС позволяющая осуществить
«еренциальный метод приведена на рис. 1-49. Буквы А,Б,В на этом
•*унке условно обозначают сигналы, задержанные на время равное
1,+L j Ь и "о" соответственно.

Принятое построение СЧВС позволяет осуществить компенсацию
дгналоЕ пассивной помехи на дальности, соответствующей короткому
слюду повторения 466,6мксек /т.е. около 70 км/.

Для задержки сигналов в СЧВС используются ультразвуковые
•.нм задержки.

Для обеспечения условия равенства задержек периодам повторе-
л е линиях применен метод подстройки задержек линий под период
го
CD

I

Г

5
о

с_

Е БЮРО

Рис. _l-49 Блок -схема С.Ч.В.С.
-J3D-

"ЭЕторения путем изменения длины звукопровода. Применение такого
метода вызвано необходимостью использования большого количества
-нний ввиду многоканальноети станции.

Подстройка задержек всех линий одной плоскости в шкафу СЦ
:сугествляется последовательно с помощью одной коммутируемой сле-
див’ системы.

Параметры системы стабилизации задержек и принцип подстройки
мни выбраны исходя из требования заданного времени готовности
аппаратуры СДЦ 3 минуты.

Необходимость подстройки задержки потребовала применения в ли-
шх, в качестве звукопроводящей среды, ртути. Применение ртутного
звукопровода является наиболее целесообразным с точки зрения полу-
гнил достаточно широкой полосы пропускания.

Устройство задержки и схема стабилизации размещены в блоке

ЛИ Q

С выходов линий задержки сигналы поступают в оконечные блоки СЦ-4,
К-6. В каждом из этих блоков происходит усиление и последующее вы-
лтание сигналов по одной из квадратур. После вычитания и выпрямле-
мясигналы обоих квадратурных каналов об"единяются на схеме сравне
-я в блоке СЦ-4 и через выходной видеоусилитель и катодный повтори
’ель выдаются на распределительное устройство станции.

б/ Шкаф "КГ”

Шкаф КГ обеспечивает:

-	получение по обоим плоскостям напряжений, когерентных с
зондирующими импульсами передатчиков,

-	образование напсяжения для имитации пассивной помехи в рени-
нах регламентного контроля и электронного выстрела^.

-	получение кварцованного импульсного и непрерывного напряже-
нй промежуточной частоты для проведения проверок когерентных гете-
данов и регламентных работ со шкафом СЦ. С целью получения боль-
зеЧ надежности радиотракт< , в соответствии с принятым принципом
взервирования в ст акции,в шкафу установлены резервные когерентные
[Гетеродины, которые подключаются к работе вместе с переходом на
зервный канал всего радиотракта.

Аппаратура включает в себя два основных и два резервных ко-
рректных гетеродина электрически и конструктивно идентичных между
собой /блоки КГ-1/, схему имитации пассивной помехи, кварцевый
I

генератор 40 мггц с двумя модуляторами, фазовый детектор, обеспечи-
вающий измерения стабильности и фазирования когерентных гетероди-
нов.

Шкаф КГ имеет два режима работы "работа" и "ремонт",
"эедусыотрен переход с одного режима работы на другой без отключе-
ния шкафа. В режиме "работа" с включением соответствующих радиока-
налов включается и соответствующие когерентные гетеродины.

Фазирующие сигналы от магнетронов обоих каналов поступают на
соответствующие когерентные гетеродины по плоскостям "Г" и "В".

Когерентные напряжения по каждой из плоскостей поступают на
все четыре шкафа СЦ. При этом все вспомогательные напряжения отклю-
чены за исключением кнала выдачи напряжения помехи, которое может
&ть использовано при проверке и ремонте группы, не участвующей
в боевой работе в данный момент.

В режиме "ремонт" предусматривается включение шкафа, обеспечи-
вщщее как боевую работу, так и проведение регламентных работ при
жстном вклкчении.
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1

-Ш'

12. МЗТОД ФУНКЦИОНМЬНОГО КОНТРОЛЯ

Аппаратура функционального контроля служит для проверки видео-
гракта станции наведения непосредственно перед ее боевой работой.

В состав станции наведения входит 4 однотипных комплекта аппа-
ратуры функционального контроля, каждый из которых обслуживает со-
отЕетствующую пят и канальную группу станции наведения. Проверка ра-
.эты каналов наведения в группе производится поочередно.

распределение аппаратуры по группам обеспечивает:

-	возможность контроля одной группы при ведении боевой рабо-
ту- оста льными труп пами;

-	минимальное число связей аппаратуры контроля со станцией
введения;

-	минимальное число блоков аппаратуры контроля при возможности
гвата контролем максимального количества блоков станции;

-	возможность проведения контроля каналов наведения группы
вератором наведения с использованием при этом своего рабочего
Орьта управления;

-	проведение контроля всей станции за короткое время /при
раллельном контроле всех групп/. Время проверки одного канала
вв превышает 55 сек.

В качестве метода проверки каналов наведения станции, в аппа-
иуре функционального контроля выбран метод наведения имитируемой
ивкеты" на движущуюся имитируемую "цель”. На мпикОЯМ* рис.1-51
«вставлена структурная схема наведения станцией jwwiwafwiMt.riwjMwai
MwwvMMRMiNB* имитируемой "ракет(и Основные этапы работы
НЙ сатуры контроля и блоков в идеотракт а станции при этом сводятся
К следующему:

а	/ в аппаратуре контроля вырабатываются подвижные пачки "цели"
:"'акеты", которые подаются на входы УТТЧ станции, на соответствую-
промежуточных частотах;

б	/ производится захват и сопровождение "цели" и "ракеты" следя
ил системами координатных блоков;
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО

Рис. J.-5I Структурная сосема управления имитируема*!
аппаратурой ФК рак.елъой“.
-/3V-

в/ команды управления, выработанные блоком выработки команд,
Ьледшие через аппаратуру передачи команд управления с выхода
"знтрольного дешифратора подаются на управление положением имити-
Ьемой ’’ракеты" в пространстве через специальное устройство, апрок-
жчрующее характеристики "ракеты" для заданного движения пачки
"цели";

Таким образом, контур управления’ракетой" замыкается и проис-
ходит наведение "ракеты" на "цель". Исправность аппаратуры канала
наведения оценивается по точности наведения "ракеты" на ’’цель’’.

этой траектории полета "ракеты" и "цели" наблюдаются на экране
Ьикатора наведения, а точность наведении отмечается по приборам
' Кг ” и ” Кв ”, расположенным на пульте оператора наведения и фик-
мрующы величину промаха в горизонтальной и вертикальной плоскос-
к соответственно при прохождении точки встречи "ракеты" с
йелью".

Таким образом, при контроле видеотракга станции наведения
управления замыкается не на ракету, как при боевой работе,
а на аппаратуру функционального контроля, которая может рассматри-
вая как упрощенная модель "ракеты" и "цели".

Движение "цели" по треи координатам /дальности и дву2л углам
и уг / задается по определенной программе - со скоростями и
I --'энлями в пределах допустимых значений, записанных в ТТ? на

ЮВНЦЯЮ.

"Цель" выбгана подвижной, ЧхОбы иметь возможность определить
вййсппавности при сопровождении на скоростях и ускорениях следящих
"тем и определения неисправностей в блоках выработки команд.

Движение "ракеты" по дальности	задается по усредненной

 дтории, полученной согласно расчетных данных для реальной ракеты

Управление движением "ракеты" по углам осуществляется с no-
ir ,10 команд управления, вырабатываемых станцией наведения.

иоманды управления с дешифратора подаются на вход аппаратуры функ-
ционального контроля на аппроксимирующее звено - устройство, обла-
частотно-фазовыми характеристиками реальной ракеты для опре-
деленной траектории цели.

На рис.1-52 представлены амплитудно-фазовые частотные харак-
теристики разомкнутого контура управления с действительным звеном
Щ?) и апроксимирующим звеном для режима полета "цели"
- /35-

Рис. 1~52 Умплатудно - ср азо Вы е частотные тарактерис -
тики разомкнутого контура управления /с действи-
тельным зВеном У(Р) и апроксимарунэщиги зВеном Уг.(р')
-15b-

при точке встречи на высоте Зкм.

Для более полной проверки видеотракта необходимо осуществлять
проверку в наиболее тяжелых режимах наведения, когда контур замыка-
ется на неустойчивые звенья, что позволяет выявить неисправности
элементов контура, такими тяжелыми режимами являются два крайних
режима зоны - наведение с точкой встречи на высоте Н=3км /I режим/
и наведение с точкой встречи на высоте Н^25км /П режим/. Для I режи
на наведения малы запасы устойчивости контура управления по модулю,
для П режима наведения малы запаси устойчивости контура управления
по фазе.

Коэффициенты управления У2(р) /см.ниже/ изменяются с измене-
пчем высоты в зависимости от изменения плотности воздуха. В I режим
"ракета" набирает высоту Н=3км уже к 10 секунде полета, в то время,
как для П режима до точки встречи она идет с набором высоты
'{=32,8сек/. Для создания простой и надежной аппаратуры контроля
не имеет смысла коэффициенты в уравнении Уг(р) делать переменными, чт
требуется для П режима работы контура. Кроме того, при П режиме зна
чительно увеличивается время, необходимое на проверку каждого канал
Поэтому был выбран I режим наведения, что позволяет коэффициенты
р уравнении выполнить постоянными.

Аппроксимирующее звено с достаточной степенью точности замен; i
звенья с передаточными функциями реальной ракеты, автопилота и вход-
ного блока в области рабочих частот контура /до I гц/.

Передаточная функция этих звеньев:

_ -У<1Г.;л 1р) -Урмл.тр/pj У СК (?)

Передаточная функция аппроксимирующего звена:
и / I . к. Н Р Ъг

Р 1 + рт‘

Ко - коэффициент усиления контура управления ракетой

Тод- постоянная времени обратной связи через датчик нормаль-
ных ускорений

Т - постоянная времени ракеты без учета колебательного
звена.
-/37-

I
к

Аппроксимирующие звенья по каущой плоскости, в соответствии
1с поступающими командами управления, вырабатывают напряжения Wei
" МГ1 пропорциональные углу траектории полета "ракеты" в наклон
ной и вертикальной плоскостям. В последующем кинематическом звене
осуществляется переход от напряжений пропорциональных углу траекто
ай к напряжениям,пропорциональным углу места или углу азимута
"ракеты".	..

Wfi2 ~

Игг =

Для сохранения постоянными коэффициентов в уравнении Уг(р)
’ранение цели может осуществляться в пределах изменения углов

Ув : от 3° до 44°
уг : от 3° до 44°

и наклонной дальности Ф от 30 км до 20+22 нм.

В соответствии с приведенными соображениями для "цели"
задано движение в направлении на станцию с дальности, равной при-
мерно 30 км; движение по углам в вертикальной и горизонтальной
гласностях от 3° с нарастающей /до 1,5-2 Усек/ скоростью в сторону
увеличения углов. При нормально функционирующем видеотракте точка
встречи "цели" с "ракетой" должна произойти на Д=204-22км через
t~40 сек.

Во время проверки на функционирование видеотракта при помощи
аппаратуры функционального контроля проверяется:

-	выработка основных синхронизирующих напряжений шкафом ОН»

-	прохождение сигналов "цели" и "ракеты" через УПЧ станции,
- срабатывание коммутации каналов наведения,
- захват следящими системами координатных устройств пачек
"цели" и "ракеты" цо дальности и по углам,

-	сопровождение движущихся пачек "цели" и "ракеты" следящими
системами,

-	прохождение команд управления.

-	плавность выдачи и правильность знака команд управления
/по приборам " Кг " и "	"/

-	наличие разовой команды КЗ /по загоранию лампочки "разо-
вая команда" и переключению приборов " Кг ’’ и " Ке " от измерения
-ш-

команд управления к измерению промаха в точке встречи/,

-	наличие разовой команды К4 /по загоранию сигнальной лампочки
команда К4/,

-	величина ошибки в точке встречи "ракеты”-с "целью” /по вели-
чине промаха/,

-	идентичность настройки каналов в группе по идентичности
кривой наведения.

Наличие неисправностей в блоках видеотракта отмечается по из-
менению кривой т-раектории наведения и по увеличению ошибки в точке
встречи. Для различных неисправностей характер траектории различный.

Аппаратура функционального контроля реагирует на

*	отсутствие команды управления Л ;

-	отсутствие выработки линейного отклонения ракеты от кине-
матической траектории h или ее производной R ;

-	отсутствие первого ограничения;

-	неправильную установку функции ;

-	“г»	,	, //rr'wwxrtrs

,	ZW”,

-	изменение крутизны команды в сторону уменьшения /К<0,6/
в блоках аппаратуры передачи команд;

-	отсутствие перехода с широких на узкие стробы сопровожде-
ния в следящих системах блоков автоматического сопровождения ракеты.

Изменение крутизны дискриминаторов и полосы пропускания сле-
дах систем координатных блоков аппаратурой функционального контро-
ля не выявляется.

Кроме проверки на функционирование видеотракта в предбоевом
контроле аппаратура функционального контроля обеспечивает проведе-
на регламентных работ, включающих в себя:

-	проверку нулей видеотракта;

-	проверку переходного процесса и коэффициента усиления
видеотракта /режим ’’скачок пачки"/,

-	проверку переходного процесса следящих систем координат-
жос блоков;

-	проверку схем ИАРУ,

-	проверку захватов следящими системами координатных блоков;
-/39-	l

-	проверку функционирования аппаратуры селекции движущихся
~елеи.

В аппаратуре функционального контроля существует режим"парал-
уельная работа” разных групп на один шкаф. При установке режима
"параллельная работа" управление положением и движением "цели" по
трем координатам осуществляется с одного из комплектов аппаратуры.
Отметки "цели" остальных групп подключаются к этому комплекту.
Оператор наведения может производить захват 4-х целей, но "выпустить
’"лько одну "ракету" по любому из каналов данной группы.

Блок схема аппаратуры функционального
контроля.

/рис.1-53/

Каждый комплект аппаратуры функционального контроля состоит
уз р-ми блоков - 6-ти функциональных и 2-х блоков питания:

-	блок ФК-1 - блок промежуточной частоты,

-	блок ФК-2В - блок видеопачек "цели" и "ракеты"
/вертикальная плоскость/;

-	блок ФК-2Г - блок видеопачек "цели" и "ракеты" /горизонталь-
ная плоскость/;

-	блок ФК-ЗВ - блок движения "цели" и "ракеты" в вертикальной
сносности;

-	блок ФК-Зг - блок движения "цели" и "ракеты" в горизонтальной
 носкости;

-	блок ФК-4 - блок движения "цели" и "ракеты" по дальности,

-	блоки ФК-20- и ФК-21 - блоки питания.

Аппаратура функционального контроля по каждой плоскости состоит
I двух основных каналов:

а/ канала, имитирующего движение "цели" - канал "цели",
б/ канала имитирующего движение "ракеты" канал "ракеты":

В канал "цели" входят следующие функциональные элементы:

-	схемы, задающие характер движения "цели" по дальности и по
угловым координатам,

-схема формирования "пачки" импульсов, промодулированной по

1экону диаграммы направленности антенны;
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО

Рис. I-53 Блок-схема аппаратуры ФК-
-Ж-

- схемы заполнения промежуточной частотой "пачек” импульсон.

В канал "ракеты” входят следующие функциональные элементы:

- схема звена, аппроксимирующего параметры ракеты /оператор/,
.остоящая из усилителя с переходной характеристикой, описываемой
гавнением:

= T~i^F ' " (pJ

I схемы решающей кинематическое уравнение

У = у- Si* (в-у)	С3)

- схема, задающая движение "ракеты" по угловым координатам,

-	схема, задающая автономное движение "ракеты" по дальности;

-	схема формирования "пачки" импульсов, промодулированной по
икону диаграммы направленности антенны;

-	схема заполнения промежуточной частоты "пачек" импульсов.

работа аппаратуры функционального контроля кратко может быть
аояснена следующим образом:

Блок движения "цели" и "ракеты" /блок ФК-4/ вырабатывает им-
:/льсы, имитирующие движение их по дальности. Схема задатчика ско-
рости движения импульсов "цели" - 7ц /или импульсов "ракеты"- $>
таирует изменяющееся по экспоненциальному закону напряжение,
зоторое поступает на управление схемой движения 4 /	/• Дви-

кние импульсов "цели" - 7ц -/"ракеты" -	/ задается с помощью ин

сегратора и фантастронов.

Интегрируя напряжение, подаваемое с задатчика скорости, полу-
чаем напряжение, соответствующее в каждый момент времени координа-
те 7» /	/. Напряжение с интеграторов 7Ч / 7р / поступает на

?хемы фантастронов 7Ч /	/ для управления временным положением

Вырабатываемых ими импульсов. По каждой дальности и 7? имеется
isa последовательно включенных фантастрона . Запуск фантастронов
альности производится опорными импульсами, синхронизирующими ра-
боту всей станции. Подвижные импульсы 7ц и , выработанные фан-
тастронами, поступают в блоки ФК-2В и ФК-2Г для заполнения видео-
’ачек.

Блоки ФК—ЗВ и ФК-ЗГ вырабатывают подвижные угловые импульсы
~14Z~

"цели” - F4 и ’’ракеты” - £ в масштабе 2000гц в вертикальной и
наклонной плоскостях соответственно. Блоки ФК-ЗВ и ФК-ЗГ идентичны.
Схема задатчика скорости движения "цели" по углу, аналогичная схеме
•адЕгчика скорости движения по дальности, формирует изменяющееся по
(кслоненциальному закону напряжение, которое подается на управление
схемой интегратора. Схема движения импульсов по углу % /или уг /.
такте аналогична схеме движения импульсов по дальности.

Управление движением "ракеты по углу /шли уг / осуществля-
ется с помощью команд управления, получаемых через дешифратор аппа-
ратуры передачи команд. Схема апроксимирующего звена определяет
связь между командами управления, вырабатываемыми блоками выработки
8
"зианд и движением пачки "ракеты" по углам^соответствутощих плоскос-
'ях. Аппроксимирующее звено представляет собой два последовательно
кличетных операционных усилителя. Первый операционный усилитель
общим коэффициентом усиления «= 500 представляет собойдвухкаскад-
вй усилитель с катодным повторителем на выходе. Во втором каскаде
осуществляется переход от двухтактного выхода 1-го каскада на одно-
тактный усилитель.

Принципиальная схема 2-го операционного усилителя представляет
□бой интегратор "ракеты", напряжение с интегратора поступает на
схемы фантастронов. По каждому углу и имеется два последо-
мтельно включенных фантастрона. Фантастроны запускаются опорными
пульсами соответствующей плоскрсти или уг частотой следова-
•ия 2000гц. таким образом временное положение импульсов F8|>; Еец ; Frp
и Fr.j , выдаваемых блоками ФК-ЗВ и ФК-ЗГ» соответствует координата)
""ели” и "ракеты" по углам и 4V в масштабе 2000 гц.

Угловые импульсы Fep ; F6l4 • рГр и Е-ч , выдаются на блоки
К-2В и ФК-2Г, где они используются для формирования огибающей
ачки" импульсов. Схемы формирования видео-пачек как в вертикаль-
?с“,так и в горизонтальной плоскостях, идентичны. Формирование под-
в иых видео-пачек "цели" и "ракеты" производится по принципу
’большой огибающей" следующей с частотой 5,3 гц. Ниже приводится
писанке схемы выработки точного строба Те (‘fr) с частотой
|Эгц и пачки видеоимпульсов. В схемах формирования точного строба
осуществляется переход от подвижных угловых импульсов с частотой
2000гц к подвижным угловым импульсам с частотой Л = 5,3гц.
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
_____________________________________________
I
- /^з-
_____________________________________________ J _ ___

Угловые импульсы Fe /или Fr / поступают на схему умножения,
"оторая вырабатывает синусоидальное напряжение частоты и/о =250кгц,
вязанное с угловыми импульсами FB /или Fr /. Выработанное сину-
соидальное напряжение частоты 250 кгц смешивается с сицусоидаль-
пм напряжением 249, 3375кгц, подаваемое с блоков опорных напряже-
ний станции. В результате смешения вырабатывается синусоидальное
напряжение частоты 662, 5гц, из которого формируются импульсы с
частотой следования = 662,5 гц.

| Временное положение импульсов и]•«. = 662,5гц будет определяться
угловыми импульсами Fe /или К / и при перемещении последних
на 500мксек /период следования опорных нал ряжений/импульсы частоты
662,5гц будут перемещаться на 189мсек /период угловой развертки/

Угловые импульсы Fe /или Fr /поступают на селектор грубого Стро-
3, куда одновременно подаются импульсы частоты следования
](=1994,7гц с блоков опорных напряжений станции. В момент совпа-
дение этих импульсов вырабатывается грубый строб, частота следрва-
я которого равна разности частот импульсов, подаваемых на селек-
тор грубого строба, т.е.

~ = 2в00~ ~ 5,3п&

г манное положение грубого строба будет определяться импульсами
Fg /или Fr /. При движении импульсов Fe /или Fr / на 500мксек
Кьй строб перемещается скачками через оООмксек на 189мсек. Гру-
411 стробом селектируется импульс частоты =662,5гц. Отселектиро-
рчнный импульс /точный строб/ будет плавно без скачков перемещаться
э 189мсек при перемещении импульса F0 /или Fr / на 500мксек и
ко угловое положение в масштабе 5,3 гц будет соответствовать угло-
Ьому положению импульсов Fe /или Fr /е масштабе 2000гц.

Точный угловой строб /или у>г /частоты 5,3гц запускает
лзиу выработки огибающей. По форме напряжение огибающей соответ-
ствует (?05 у .

Напряжение огибающей поступает на смеситель, на который также
деется отселектированный точным стробом ряд импульсов дальности
 1ц /kml z/> / канала "цели” или канала ’’ракеты" с блока ФК-4.

’;отанные в блоках ФК-2В и ФК-2Г пачки видеоимпульсов поступают
! под блока ФК-1.

Споке ФК-I происходит заполнение импульсов в "пачки" колебаниями
[едуточной часроты.
- Щц~

Все управление аппаратурой функционального контроля и индика-
яяконтроля ео всех режимах осуществляется оператором наведения
со своего пульта управления, где для перевода в режим контроля
•;уппы аппаратуры станции предусмотрен переключатель "Работа-конт-
оль".

Переключатель "работа-Контроль" при установке в положение
"онтроль" разрывает цели питания команд, идущих к стартовым позици
на, и подает напряжение "+26в" /земля/ на цепи управления контро-
ЧЧ5-

Б- РАКЕТА СТА £25

Зенитная управляемая ракета 225, сконструированная по схеме
"утка”, имеет вид продолговотого тела с оперением.

Для осуществления управления полетом ракеты на ее борт уста-
навливается радиоприемная часть линии телеуправления с дешифратора-
u команд управления, исполнительные органы управления /рулевые ма-
пнц/, автопилот, а также приемо-ответчик сигналов визирования ра-
ютк с устройствами стробирования со дальности.

Кроме того, на ракете установлены боевая часть и радиовзры-
ватель, обеспечивающий подрыв боевой части в районе точки встречи
ракеты с целью.

Описание ракеты и установленной на ней аппаратуры приводится
1 соответствующем разделе "Комплексного проектного задания". Ниже
йны только некоторые ее характеристики, которые необходимы были
ври расчетах контура управления.

ВЕСОВЫЕ, ТЯГОВЫЕ, БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ И
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ 225.

Геометрические размеры ракеты следующие:

диаметр фюзеляжа 2)^. = 500пн. г

площадь крыла 5 Kf> « 2, 8 мг.

средняя аэродинамическая хорда крыла /САХ крыл а/^Г/, =1,598м,
относительная площадь оперения с подфюзеляжной частью

= 0,1875;

относительная площадь рулей =0,0536;

относительное плечо руля /от	до оси вращения руля/

&’ = 2»55;

относительная площадь элеронов на крыле /четырех элеронов/
I2 = 0,0673.

От старта в течение 4,24 сек. ракета летит с ускорителем -
1-яступень ракеты. Геометрические размеры ускорителя следующие:
-Ж-

диаметр фюзеляжа ускорителя	= 850 мм ,

площадь оперения ускорителя Sy<K = У,52	;

относительная площадь оперения ускорителя с подфюзеляжной
адью составляет 5ro s j 545*

относительное плечо ускорителя /от х7=0 до 0»3 САХ оперения
сгорите ля/

4* = 3.81
^л,

средняя аэродинамическая хорда оперения ускорителя САХ я 1,5м;
относительная площадь элеронов на ускорителе =0,0325.

Полный снаряженный вес ракеты на старте равен 3556 кг.,
^счетный стартовый вес системы составляет 39^0 кг.

Полный запас топлива ускорителя	вес принимаемого

!расчете активного уоплива ускорителя равен примерно /3/5 кг.

На 4,34 сек. после старта происходит сброс ускорителя - П-я
лупень ракеты. Полный снаряженный вес П ступени ракеты Gp"» = /?/5кг•,
тчетный вес П ступени в иомент расцепки (?в = 1735 кг.

стой вес ракеты составляет 922 кг. Полный запас топлива П ступе-
м равен 821 кг., вес активного топлива при этом равен 735 кг.
Жадный расход топлива I ступени равен 3/0 кг.

развиваемая ракетой с ускорителем тяга, равная 62000 кг, позво-
”ет дост [чь к моменту сброса ускорителя скорости порядка 725 м/сек

Максимальный скоростной напор при этом равен 3/600
г1л

Наклонная дальность от старта, достигаемая ракетой к моменту
ipoca ускорителя, составляет Моо метров.

С целью получения максимальной средней скорости и необходимой
:альности активного участка производится регулирование тяги маршево-
го двигателя П ступени. Для этого в течение 5,8 сек. после сброса
ускорителя происходит форсирование работы маршевого двигателя с тя-
гой Ж кг, затем в течение 6 секунд тяга плавно спадает до вели-
чины //496 кг.

Секундный расход топлива на участке с тягой 2000 кг. равен
31,5 кг., на участке полета с тягой в 44/00 кг. - 20,72 кг.

Время выключения двигателя 347,53 сек.

Как видно из рисе 1'58 , для низкой траектории полета ракеты
/минимальная высота 3000 м/, после установления тяги в 4000 кг.
характерен небольшой рост скорости /от 950 до 520 м/сек/.
-/У7-

Вдоль высокой траектории /с наклоном к горизонту S’* */,
после сброса ускорителя скорость продолжает расти, достигая к концу
активного участка величины 1390 м/сек.

Скоростной напор в конце активного участка меняется в диапа-
зоне 3300 & 4- ЬчЗОО

низкой траектории ракета П ступени летит почти с постоянными,
но малыми осевыми /продольными/ перегрузками r?x« 0t2£> ; по мере уве-
лгчения угла наклона траектории Пх растет по времени;максималь-
ная величина продольной перегрузки в конце активного участка на
высокой траектории составляет 4,7.

Как видно из графика изменения осевых перегрузок ракеты по времени
/рис. 1~5У /, после выключения двигателя из-за резкого скачка
ускорения Ц происходит скачок Их на низкой траектории от
0)25 до - 5,5, на высокой от 4,7 до -0,5.

На рис.1-7Ла. представлен график располагаемых поперечных пере-
грузок ракеты п ступени.

расчеты поперечных перегрузок производились без учета ограниче
ini по шарнирным моментам. Наклонная дальность ракеты к моменту
мклннения двигателя меняется в диапазоне 23300 + 32200 м. ,
Положение центра тяжести ракеты после сброса ускорителя в те-
чение ее полета изменяется в пределах 0,37 ♦ О»27.

Графики всех аэродинамических характеристик ракеты I и П сту-
пени, полученных расчетным или экспериментальным путем приводятся
на рис.	а
f

Рис. 7- $4 Изменение осеЬых (продольных) перегрузок по Бремени

Заказ 1190
- 149-

Рис.ь55 Траектории полёта ракеты „225.
-150-
- 151-

Рис. 157 изменение высоты по Времени.
- 152-

Рис. 1-58. изменение скорости по Времени
Рис 1-59 изменение числа М па Времени.

Поляра объекта 225".
g S.

Рис. Т-62 Изменение Веса по Времени.
Рис. т-бз изменение тяги (пси Н=0) и секичдного расхода по времени
Высотная поправка олн аьигап)еля ступени

КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
/у h/otfonh ои донос/эи-е хпнэнои-мшо fitfzfi ои ос пэо оняиэш

-пэоншо ошнэиоп ошнэпЪпсЬсЬеоя по/цзодепойи яшэои/пэпао^ янэиРшэ^ Ю-I z>ncf

КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
- 15Э-
Рис I-В 6 1ступень Ат-переменное. Зависимость производной
коэффициента момента относительно оси 2 (у) т угловой скорости (л)г
от чисел М.
Рис. 1-67 Iступень, изменение производной коэсрсрициента момента
относительно оси TtQj'pno узлам атаки <Ze (скольжения fi°),no
времени в. лТ-переменное.

CD

.КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
- 162 -
/у иээпь шо Моион fiiA/QHu/jodoxD * донос/эиЕ ипнэноц-мшо fiuvfi ои тзшнэмоы огонс/пнс^от

noHpo^^nodu упнэтоншо '/goModatfe ж-+7 yw^f/ '^нэиЯшэ^ 69-Т 'эп^

КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
Рис. 1~70 ^ступень. изменение произбоднои коэффициента момента отно-
сительно оси иС по углу отклонения элерона по числам /V/

КОНСТРУКТОРСКОЬ БЮРО
TV L/ЭЭПЬ LUO (an^QL/^Dc/uXDu) IQLUOOI^ ПЭЦ-fa/ вПНЭНОЦ-ЩиО	OU (f>) % "^O ОНЫЭШПЭОИШО

ош»эм/ои/ OLu^onhnabcbeo^ понро^пос/и яи/оомпоп^о^ ^‘о-=л2С 'ЯнэиРшоЦ /Z-J

165-
()сОЯ ЭДЖ^ЮОЛ'сНОНО}

Рис. Т-72' Л ступень. Зависимость отношения производной шарнирного момента
по углу отклонения рулей к скоростному напору от чисел М.
KOHCTP.VKTCFCKOE БЮРО

Рис.Т-73 ^ступень. изменение производной коэффициента момента
относительно оси 2(у), по углам атаки <к° (скольжения ф°)}ло
числам М. При ХТ=-0)2. (для линейного участка')

।
Рис. I 7Р [[ступень. SCr -переменное. Забисимость производной коэсрсрициента
момента относительно оси (у) По уел о бои скорости CV£ от чисел М
- 169

<Л1

<0
О'

0.05

О
К0НС1 РУК! ОРСКОЕ БЮРО

Рис. I~76. Лступень Зависимость произёоднои коэффициента момента крена ГП^
по безразмерной цело&аи скорости крена от иисел М
Рис Г- 7 7 Еступень./Для 4-х элеронов/. Зависимасть отношения производной шарнирного
момента по углу отклонения элеронов к скоростному напору от чисел М.
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО

Рис. Т-7 & Зависимость положения центра тяжести
для И ступени по времени
- 173-
Рис.Т-79« Располагаемые перегрузки для изд. „225"
по данным mg. 42/3525 в вертикальной плоскости
-/75-

В. ОГНЕВАЯ ПОЗИЦИЯ

Огневая позиция входит в состав огневого комплекса системы-50
1 предназначается для:

-	размещения и хранения на ней 20D снаряженных и заправлен-
ных /полностью или только горючим/ ракет типа 225;

-	выполнения всех необходимых операций по подготовке ракет к
пуску;

-	производства пусков ракет и

-	проведения регламентных проверок работоспособности бортового
оборудования ракет.

Огневой комплекс системы-50 имеет 20 раздельных каналов на- I
ведения ракет. Так же как и станция наведения, имеющая в своем состав
вв 20 комплектов поканальной аппаратуры, огневая позиция имеет
20 комплектов стартового оборудования.

Каждый комплект стартового оборудования обслуживает соответствуй
и!* канал наведения. Состав оборудования каждого комплекта обеспе-
чгвает непрерывную продолжительную боевую работу соответствующего
пенала наведения. Для пуска ракет в каждом комплекте стартового обо-
рудования используются механизированные пусковые установки ПУ -
рис. I, которые после пуска предыдущей ракеты загружаются очередной
ракетой. Очередная ракета подается на пусковую установку с помощью
устройства механизированной подачи. На каждую пусковую установку
имеется 5 ракет, которые размещаются на устройстве механизированной
исдачи в укрытии. Применение механизированной подачи ракет позволяет
произвести с одной пусковой установки, с определенными интервалами,
пуски всех 5-ти ракет, хранящихся в убытии и тем самым обеспечить
непрерывную продолжительную работу канала. Однако, при одной пуско-
вой установке интервалы между пусками, определяемые временем пере-
грузки и временем подготовки ракеты к пуску, получаются слишком
J большие, а значит огневая производительность - низкой. Поэтому для
I каждого канала наведения имеется две механизированных пусковых уста-
I новки, об”единенных в механизированный куст огневой позиции /рис.

МО /
Рис. 1-80. Подъёмно-транспортное

и пусковое оборудование

киста система эо.

КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
-/77-

Количество ракет размещаемых в укрытиях куста равно 10. Сле-
довательно, на всей огневой позиции, состоящей из 2о кустов, раз-
мещается 2оо ракет.

В состав оборудования механизированного куста кроме пусковых
установок входят также:

-	два комплекта аппаратуры управления работой пусковой уста-
новки и устройства механизированной подачи - два силовых шкафа /СШ/
для раздельного управления работой каждой половиной куста;

-	два комплекта заправочного оборудования, предназначенного для
заправки окислителем ракет каждой половины куста раздельно;

-	два комплекта аппаратуры наземных источников питания борта -
два шкафа питания ШП и два комплекта аппаратуры управления и контро-
ля пуска, которая входит в состав шкафа ШП.

Шкафы СШ и ШП входят в состав оборудования рабочих мест меха-
ников куста, расположенных возле каждой пусковой установки. Оборудо-
вание рабочего места имеет сигнализацию о правильности протекания
процессов подготовки в пуска ракет, а также органы управления неко-
торым этапами подготовки ракет к пуску, в том числе местные органы
включения заправки окислителем и обогрева ракет . На рабочем месте
механиков имеется ручная блокировка пуска.

Группа кустов'огневой позиции, обслуживающих каналы одной ча-
стотной группы станции наведения, об”единена в батарею. Всего на ог-
невой позиции имеется четыре батареи, соответствующих четырем част-
ным группам станции.

Управление работой батарей осуществляется со станции наведения,
где предусмотрена соответствующая аппаратура управления. Со станции
наведения осуществляется:

-	дистанционное включение обогрева ракет,

-	дистанционное включение ракет на заправку окислителем;

-	выдача на рабочие места механиков куста команды о подготовке
ракет к пуску;

-	дистанционное включение ракет на подготовку;
-ш-

-	пуск ракет;

-	контроль за правильностью протекания процесса подготовки и
пуска ракет, для чего в станции имеется сигнализация о количестве
и состоянии ракет каждой половины куста.

Контроль за работой огневой позиции производится также коман-
диром огневой позиции, командный пункт которого размещается в пункте
проверки ракет /ПНР/ и оборудован соответствующим пультом контроля
га/.

Помимо перечисленного оборудования и аппаратуры, непосредствен-
но участвующих в технологическом процессе пуска ракет, на огневой
позиции имеется пункт проверки ракет /ППР/, в котором производится
установка в поступающие на огневую позицию ракеты гетеродинов и
производится периодическая регламентная проверка работоспособности
бортового оборудования ракет, хранящихся на огневой позиции. ПЕР
позволяет производить одновременно проверку двух ракет.

На огневой позиции имеются также:

-	склад для хранения SO ракет из числа тех 200 ,которые
могут разместиться в укрытиях кустов;

-	стоянка для специальных транспортных средств и другие вспомо-
гательные сооружения .

яавммрятримвотвдемя*’

Размещение оборудования огневой позиции относительно станции
наведения определяется размещением пусковых устройств. Пусковые
устройства должны размещаться с учетом следующих соображений:

L Вывод ракеты на кинематическую траекторию наведения должен
йть непродолжительным и должен закончиться на небольшой дальности,
для обеспечения быстрого вывода отклонение положения ракеты и напра-
вления вектора скорости ее от кинематической траектории в га чале
вывода должны быть минимальными. Начало вывода должно соответство-
вать минимально возможной дальности и минимальному времени полета
ракеты.
-П9-

2.	Захват сигнала ответчика ракеты на автосопровождение должен
происходить на минимальной дальности /с минимальной задержкой, по
времени после старта ракеты/, чтобы обеспечить требования предпявля-
еиые к моменту начала вывода, прием сигнала ответчика по условиям
восстановления чувствительности приемного тракта может начинаться
:слько при достижении ракетой дальности 2? , не меньшей ^оо м.
Поэтому пусковые устройства должны размещаться так, чтобы при до-
микении ракетой %-1200м., она находилась в пределах сектора обзора
I в дальнейшем оставалась в секторе.

3.	Расстояние между пусковыми устройствами и их удаление от
станций должно обеспечивать безопасность обслуживающего персонала
1 оборудования станции наведения и огневой позиции при пусках ракет.

Между пусковыми устройствами различных батарей /групп/ расстоя-
все долине выбираться, дополнительно, с учетом безопасности от стол-
кновения ракет на начальном участке полета.

4.	Размещение пусковых устройств одной батареи должно произво-
гткя с учетом выполнения допустимого минимального темпа стрельбы
в пределах группы. Допустимый тем, кроме других факторов, зависит
or разности дальностей до пусковых установок одной батареи. Поэтому
разность дальностей до пусковых установок одной батареи необходимо
стремиться иметь минимальной.

Ь. удаление огневой позиции от станции наведения и площадь, на
которой распределены пусковые устройства, должны быть по возможности
стальными, чтобы не иметь большую протяженность линий связи стан-
ине огневой позицией. Должны также учитываться материальные затраты
на строительство и оборудование огневой позиции .

Некоторые из перечисленных требований противоречивы. Например,
условия безопасности требуют больших расстояний между пусковыми
устройствами, а условия максимального темпа и минимального рассогла-
сования в начале вывода требуют малых расстояний между пусковыми
устройствами и малых расстояний пусковых устройств от станции. Поэто-
ву при определении размещения пусковых устройств отыскивалось ком-
I	-/ДО-

!	I

промиссное решение, наилучшим образом удовлетворяющее основным из
перечисленных требований.

С учетом всех этих соображений пусковые устройства размещены
как указано на рис.. При таком размещении выполняются условия
бгзопасности обслуживающего персонала, оборудования огневой позиции
1 станции наведения при пусках ракет. Вероятность столкновения ракет
на начальном, неуправляемом участке полета ничтожно мала и составля-
ет для огневой позиции в целом 7,5.10’5. Начало захвата сигнала от-
ветчика ракеты на автосопровождение обеспечивается на минимально
возможной дальности 1200 .

Размещение пусковых установок на огневой позиции, как было ска-
зано выше, зависит от ряда соображений. Среди этих соображений наи-
более определяющим является соооражение минимальной дальности вывода
ракеты на кинематическую траекторию, т.к. при этом обеспечивается
•аиболыпая глубина зоны поражения огневого комплекса.

Оптимальный вывод ракеты на кинематическую траекторию метода
наведения зависит от ряда параметров как самой ракеты, так и станции
наведения. Не касаясь здесь вопроса вывода ракеты в полной мере
/вывод ракеты на траекторию см. гл .ЭД-2/ скажем, что минимальная
дальность вывода зависит от времени, прошедшего с момента старта
ракеты до момента начала радиоуправления /от времени захвата/. Это
время, в свою очередь, зависит от параметров станции наведения и
ракеты, и в частности, от времени восстановления чувствительности
приемного тракта станции, от возможностей следящих систем определе-
ния координат ракеты произвести захват ракеты на сопровождение с
определенными скоростями и ускорениями, от скорости ракеты и ряда
других. Короче, время захвата зависит от условий захвата ракеты на
автосопровождение, анализ которых и проводится ниже.
- 181-

660-800

КУСТ

ЗДАНИЕ СН-50

001-06 —— 001-06-------------------001-06------------------4-—001'06
-ш-
К|

Экз.Г 1

2.	АНАЛИЗ УСЛОВИЯ ЗАХВАТА РАКЕТЫ НА АВТОСОПРОВОВДЕНИЕ.

Полет ракеты на начальное участке траектории.

Для анализа условий захвата ракеты на автосопровоадение
необходимо рассмотреть полёт ее на начальном участке траекто-
рии. Для этого введем правую прямоугольную систему координат
/, у , 2 , связанную с ракетой. Начало координат совпада-
ет с центром тяжести ракеты; ось л - совпадает с продольной
осью ракеты; ось у - лежит в вертикальной плоскости симметрии
ракеты и направлена вверх. Будем называть плоскость - вер-
тикальной плоскостью полета ракеты, а плоскость хог _ наклон-
ной плоскостью. Параметры, измеряемые в вертикальной плоскос-
ти будем отмечать индексом "в ”, а в наклонной - индексам" г "

Ось ракеты, находящейся на пусковом устройстве, в поло-
хеш исходном для стрельбы, определяет начальное направление
полета ракеты. Начальное положение оси х будем называть ли-
нией старта. Согласно принятым условиям старта, линия старта
должна прохоцить под углом 35° к горизонту и параллельно вер-
тикальной плоскости симметрии сектора обзора (плоскости ХОУ
венной системы координат). Без учёта веса ракеты и возмущаю-
ще воздействий при полете, ее траектория должна совпадать с
принятой линией старта.

Однако, в действительности продольная ось ракеты, находящейся
в предстартовом положении может не совпадать с принятой линией
марта. Кроме того, после старта ракета уожет отклоняться от
линии старта под влиянием веса, ветра, нестшметрии тяги дви-
гателя (эксцентриситет тяги и газово-динамическая асимметрия),
неточности установки воздушных рулей в нулевое положение и др.
Все это приведёт к отклонению траектории ракеты от принятой
хиш старта, которое характеризуется двумя величинами:

й - линейным отклонением ракеты от линии старта и,
| - угловым отклонением вектора скорости ракеты относи-
тельно линии старта.
-/£з-

J________________

Ив всех возможных причин, могущих вызвать отклонения ра-
неты, наибольший удельный вес имеют:

-	неточность установки продольной оси ракеты в предстар-
товом положении, которая может быть до +0,5° по курсу и +1°
по тангажу;

-	эксцентриситет тяги двигателя, который согласно проект-
ному заданию на ракету может достигать величины ВС мм, что
приводит при движении ракеты к возникновению возмущающего мо-
менга, равного ~ 600 кгм;

-	влияние ветра, который в наших условиях может иметь
сирость до 25 м/сек;

-	влияние веса ракеты.

Отклонения из-за неточности установки ракеты легко опре-
деляются геометрически и составляют, по секундам полета раке-
ты, величины, приведенные в таблице № 1-3

Таблица

’ ""о"’’	""2”"' ""з””' "”4““’ “б"’’ ~б~*	”(Г"

0	0,7	3	7	12,5	20	30	43	58

jw К --’5_______________________________________________________

S’ l,w о	1,5	б	13,5	25	40,5	61	05	117

по в	*7	-------+

f^iy Je 1

Отклонения из-за наличия возмущающего моиента М« , ветра
со скоростью W и веса G определялись путем решения на мо-
зелярующей установке уравнений движения ракеты.

Уравнения движения ракеты в вертикальной плоскости:

& + a,(tjfr *	лос -	(1)

I 0 =	<2os& + а*(Vа<*	(aj
-av-

i5 = В + с*

здесь:

dif =

mV

а,

mv

Т - тяга двигателя;

C/ty- производная от подъёмной силы по углу атаки ;

-	приращение угла атаки за счёт ветра;

-	угол тангажа;

б - угол траектории;

NrffJ- возмущающий момент;

»момент инерции ракеты относительно оси z .

На рис. 1-82 показана взаимосвязь углов и взаимодействие
сил, входящих в уравнения I » 3 движения ракеты.

При рассмотрении движения ракеты в вертикальной плоскости
считалось, что вектор скорости W равен по величине 25 м/сек
направлен навстречу движению ракеты. Наличие ветра эквива-
лентно появлению у ракеты относительно воздушного потока до-
полнительной скорости , противоположной скорости w г
Изменение вектора скорости ракеты v на величину и/' почти не
взменяет по абсолютной величине вектора У , но вызывает
появление дополнительного угла атаки дсх. , который определяет
ся ив соотношения

у	У

Stu (Q-Ad)	SthAd

или

Учинвая, что

Sfw/ty = у Sm(Q-AdL)
0 - 0 + а G , где

0 - значение угла траектории при движении по линии старта
40- малые отклонения
- 185 -

У

Рис.1-82 Движение ракеты в вертикальной плоскости
и разлагая $/» (& + a&-Aoi.J в ряд Тейлора по и

ограничиваясь малыми 1-го порядка, получим:

Aot «

S

.1 <

CosG

8 - (e*J, +(&*),

(«)

За счёт увеличения угла атаки на величину ло( возника-
ет добавочная подъёмная сила aL -	А<*	* уравновешивае-
мая центробежной силой mV0	, и момент аяг>о( , обуслов-

ленный статической устойчивостью изделия. Знаки момента
и момента от воздействия силы д4 - противоположны.

Уравнение движения ракеты в наклонной плоскости:

у + в,	+ агЦ)ьА =

if = av(t)ц + a* It) л л	(tj

У = !f*/3

Здесь:

у - угол курса;

if - угол траектории;

- угол скольжения;

zyj - приращение угла скольжения за счёт ветра.

На рис.-Г-УЗ показаны взаимосвязь углов и взаимодействие
сил, входящих в уравнения 5^7 движения ракеты.

При рассмотрении движения в наклонной плоскости, счита-
лось, что вектор скорости w равен по величине 25 м/сек и
направлен перпендикулярно вектору V (боковой ветер).
Поэтому:

йгс| V = 7

Кро^е уравнений 1^8 необходимо иметь зависимость
- 187-

Рис. 183 Движение ракеты в наклонной плоскости
-Ш-

определяющую линейные отклонения ракеты к •

= ySth(G-f) = v= И(&-£} +

+ С&$	]/д6	(9)

fir Vb<f

Возмущающий момент M«(fJ , параметры ракеты fl, , аг ,
Ну , б* и момент инерции ракеты J считались одинаковы-
ми для движения в вертикальной и наклонной плоскостях.
Значения этих величин приведены в таблице 1PI-V

п	Таслицгу. Т-Ч • ••*• • • •							
	t	а,	Да	flV	й,*	V	9	Мс
и/п	[с«к]		. Гёёк*1 .	Г сёк 1 ,	t сёк^		Скгмсек1]	С кгм]
L	0							
2.	0,5	0,21'1	0,461	2,31	0,171	75	3630	600
3.	1,0	0,47	3,0	1,43	0,377	160	3540	600
к	1,5	0,805	10,8	1.3115	0.616	250	3440	600
5,	2.0	Е.3®4	31 .4	1.506	0.968	340	3340	600
5,	2.5	U905	53	1.8	1.346	425	3200	600
1?  0	3.0	2.015	88.2	1.89	1.50	520	3040	600
о,	3,5	2,25	К 11	1.886	к.536	6Ь5	2800	600
9.	4.24	2.37	167	1.88	К .56	715	2500	600

Уравнения 14-10 решались на моделирующей установке с по-
мощью интегратора ИНГ-5. На рис. W-5* изображена схема моде-
лирования движения в вертикальной плоскости по уравнениям
1И и 9, а на рис. Ш-6 - в наклонной плоскости по уравнениям
5т8 и 10.

В результате моделирования получены величины отклонений
Ч и К%ав вертикальной плоскости от воздействия веса G ,
ветра w и возмущающего момента Mt . Аналогично в наклон-
-ш-

ной плоскости получены величины отклонений кГг и уГг от
воздействия ветра w и возмущающего момента, М/ . Все эти
величины приведены в таблице/??.

Таблица IS

1,0	1,5	2,0	’ 2,5	' 3-°	;э,5	4,0	4,4
		3,42	11,97	23,94 44,46		64,98	85,5
	1,25	2,74	3,99	4,79	5,47	5,93	6,27
1,28	2,97	5	5,67	6,2	6,48	6,75	6,95
	3,6	12	27,6	-.8	74,4	105,7	13,2

С учёт су данных таблиц 1'3 и IS на рис. 7-^ построены
суммарные отклонения h и у в вертикальной и наклонной
плоскостях при одновременном воздействии в каждой из плос-
костей всех факторов, вызывающих уходы ракеты.

Величины h и у в наклонной плоскости одинаковы при
отклонении ракеты в обе стороны от линии старта. В вертикаль-
ной плоскости отклонения вниз больше из-за постоянного дей-
ствия веса.

На рис. 1-^5 изображены траектории и крайние границы
разброса траекторий ракеты в вертикальной и наклонной плос-
костях.

По известной траектории ракеты и выбираемому в дальней-
шем размещению пусковых установок на огневой позиции могут
бшь проанализированы условия захвата ракеты.

Условия захвата ракеты.

Под захватом ракеты на автосопровождение понимается
захват координатными системами ответных с: [гналов ракеты.
Уверенный захват ответных сигналов координатной системой
сопровождения ракеты обусловлен радом параметров и в первую
очередь теми скоростями и ускорениями, которые возникают в
Рис.1-84 Отклонения ракеты от линии старта

(мт qo>r\i( )ьшпно>1
КОНСТРУКТОР! :кое БЮРО
-т-

।

следящих системах за счёт передвижения ответных сигналов в
пространстве, т.е., в конечном счёте, скоростями и ускоре-
ниями ракеты на траектории в момент начала и в процессе зах-
вата. Вполне понятно, что скорости и ускорения зависят от
координат ракеты на траектории а, следовательно, времени от
момента старта ракеты до момента, когда дано разрешение про-
изводить захват. Кроме того, захват зависит от темпа стрель
бы, определяемого интервалом времени между пуском предыдущей
и последующей ракет одной частотной группы ответчиков.

Таким образом, для анализа условий захвата необходимо
гнать:

-	координаты ракеты и их первые и вторые производные в
процессе захвата (от момента начала захвата до момента окон-
чания захвата);

-	время выдачи разрешения на захват;

-	темп пусков ракет в пределах одной батареи (одной час
тотной группы станции).

Перечисленные величины зависят от величины и направле-
ния вектора скорости ракеты V в начале захвата, т.е. при
достижении ею наклонной дальности K»I200u и далее в процес-
се захвата.

Для их определения произведём проектирование вектора
скорости V ракеты на оси косоугольной системы координат:

на направление радиус-вектора Р ракеты

и на направления

по нормали к коническиг координатным поверхностям *fr и ц>в

Проекции Vr

Ve и Vг определяют первые произ-

водные координат по соотношениям:

Гй - v<- u. V» Г

Уг - ИГ ~Coi*
% - х+ 4с<>$ 'f'
Ь v«

где у - угол между векторами Уг и У8 .

Выражения для вторых производных получаются после диф-
ференцирования ДО времени первых проняводних.
I

-ш-

Для случая полета ракеты по линии старта имеется возмож-
ность сравнительно просто выразить первые и вторые производные
координат ракеты через коордиты и Zo пусковой установки
относительно станции наведения, угол подъёма пускового устрой-
ства # , координату наклонной дальности ракеты R и скорость
ракеты.

Допустив погрешность не больше 10%, точные выражения мож-
но значительно упростить.

В окончательной виде приближенные расчётные формулы имеют
следующий вид:

.	у Ко Sm С>(_____

% ° ф’-Й-х/ЛА/	(,г>

к =. v	(ч)

° 4Л =	4	(,5)

GtJ

Подсчитанные по этим формулам величины будут отличаться
от действительных значений не больше, чем на 10% в сторону
завышения.

Кроме того, выражения для определения координат ракеты
иеют следующий вид:
-194-

R =	+	*	(tgj

где S - угол отклонения раскрыва угломестной антенны от
вертикали ; 8=32°

S - путь ракеты, заданный в виде графика

Координаты (fr и % , определяемые по формулам 17 и
18 отсчитываются от вертикальной и наклонной плоскостей сим-
метрии сектора обзора. Положительные значения углов ув
отсчитываются вверх, а углов yj. - вправо от соответствующих
плоскостей симметрии сектора.

Имея зависимость V/W , K(fJ И л({) (рис.1-86) можно
по формулам П 5-19 расчитать величины, определяющие условия
захвата. В зависимости от координат Хе , г* пусковой уста-
новки они будут определенным образом меняться. Учитывая,что
наиболее уверенный захват будет тогда, когда скорости и ус-
корения изменения координат ракеты на траектории будут мини-
мальны, необходимо разместить пусковые установки на огневой
позиции соответствующие образом. При этом необходимо учитывать
и другие требования, предъявляемые к размещению (безопасность
работы, минимальные связи, возможность столкновения ракет на
траектории и т.д^.

В результате анализа всех условий, было выбрано размеще-
ние пусковых установок на огневой позиции, показанное на
рис.Г-3/ , Для крайних пусковых установок этого размещения
величины, определяющие условия захвата, подсчитаны и сведены
в таблицы 1-ЬтГЗ.В них приведены рассчитанные значения коорди-
нат, их первых и вторых производных, а также значения момен-
тов времени t достижения ракетой определенной дальности
Кдля случая полета ракеты по линии старта.


KOiK ГРУКТ( )1Ч KOk ЫОР< > № 1

- 195 -

Рис.1-86 Путь, скорости у ускорения ракеты на начальном
участке траектории
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1							
		1					
					Таблица I-		6
I.		Хо = 300ц	ш	300 м			1
г времени	н.з?	+0,5	+ I	+1,5	+2,0	+2,5	+3,0
tex.	3,22	3,72	4,22	4,72	5,22	5,72	6,22
rtf.	14°30*	11°45’	9°Ю’	б°55’	6°	5°	4°20’
irftf.	-4°20’	-2°45’	-!1°20"	-20»	+30’	+ I°Ii 0’	5°30’
И	1200	1477	1878	2472	2856,9	3463	4013
li F^)j«K	6,47	5,0	3,478	2,06	+1,6	1,12	0,85
I Г|Л|«К	3,75	2,955	1,9597	1,32	0,92	0,653	0,5
и|сек	527,3	618	706,35	373,6	754,7	771,13	786,8
I	-4,12	-2,62	-1,68	-1,1	-0,6	-0,36	0
, ггИщкг	-2,49	-1,74	-5,06	-0,89	-0,44	-0,24	-0,16
1 к/«г*	576,79	185	193,6	14,6	56,6	58,55	20,52
> *|мк	550	635	715	745	760	775	790
n	184,41	190,2	195,98	14.7	16,7	18,64	
. и	903	1190	1600	2000	35 и 0	3200	3750
					Таблица Г		-7
2		Хй« 800м	Ze - 300м				
- - времени	н.з.	+0,5	+1,0	+1,5	+2,0	+2,5	+3,0
(U.	2,2	2,7	3,2	3,72	4,22	4,72	5,22
1й1.	14J30’	Ь2°4Э’	Е0°50л	8°5С	Г 7 aS’	6°30’	5°1 0*
VA	-В8°40*	-15°4В’	-Ь2°40»	-9°50* -7°40’		_5О55’_2Оэ5.	
1 < м.	В 200	137С	1602,8	5935	2273	266"	в 331 q

I
-197-

Tfiijeet	4,06	4,01	3,44	2,82	2,52	1,76	1,15
	6,3	6,24	5,16	4,47	3,6i	2,86	1,8
	329,3	421,8	516,78	604,8	698,4	725,2	744,0
rfAjea?	-0,81	-1,3	-1,21	-1,04	-1,46	-0,93	-0,47
	-2,1	-2,6	-2,5	-1,63	-2,34	-1,55	-*0,82
	153,6	163,6	176,25	182,55	40,48	14,4	16,35
"Inn	370	460	540	630	720	740	760
	172,6	178,4	194,17	190,2	10,8	14,72	16,68
1	411	600	850	1200	*550	1950	2600

Таблица 1-3

3. Хо* 800 р. 2,,-ЗОм.

w ни	ri.3.	+0,5	+1,0
«к	2,35	2,85	3,35
i tfH.	Ii°20’	I°SO’	1°
i	18°30»	-15°	-12°
M.	1200	1408	1671

0,48	0,42	0,33

7,79	6,88	5,56

400	485	570

-0,1	-0,125	-0,134

1 гр«^«г1	—2,1	—2,22	—2,1

H«t2	174	Ii80,5	186г4

I	400	485	570

I	174	180,5	186,4

$ м.	452	675	950

+1,5	+2,0	+2,5	+3,0
3,85	4,35	4,85	5,35
55»	40»	37»	30»
-9°30»	-7°15»	5°20>	3°55’
1961	2351,5	2843	3310
0,3	0,206	0,16	0,11
4,58	3,55	2,-46	1,72
650	728	750	765

-0, 104 -0,136 -0,083 -0,047

-1,65	-2,14	-1,35	-0,84

191,3	12,75	14,72	1766

650	72Q	750	765

191,3	12,75	'4,72	1766

1250	1650	2150	2550
-193-

I

Таблица

	4.	Xe* 300 м.	Zo e3k>M				
IHI ВР«4£НИ		+0,5	+ i,0	+ 1,5	+2,0	+2,5	+3,0
. CtK	3,3	3,8	4,3	4,3	5,3	5,8	6,3
i ?«>.	I°30’	l°10R	1°	40’	-И	-	—
?l ffa^-	-4°40’	-2°30*	-I°20’	-10’	+40’	1°I5’	I°4C’
£ M.	1200	1534	1850	2398	2997	3546	4145
I	0,69	0,473	0,36	0,21	0,14	0,1	—
ft	3,95	2,75	2.06	1,29	0,84	0,57	0,45
ft nI«h,	560	650	720	750	762	780	790
	-0,405	-0.263	0,284	-0,166	-0,037	0	0
	-2,33	-1,52	-1,57	-0,74	-0,38	-0,19	Д),Ц
t Njf<K*	185,4	191,3	11,8	14,7	17,7	19,6	20,6
, */"1	560	650	720	750	762	780	•790
К	185,4	191,3	11,8	14,7	17,7	19,6	20,6
h m.	938	1275	1600	2150	2750	3300	3900

В случае отклонения траектории ракеты от линии старта
значения угловых координат, скоростей и ускорений могут из-
лениться. Необходимо определить максимальные значения этих
величин при максимальных отклонениях траектории ракеты от
линии старта. Для определения в этих случаях угловых коорди-
нат, их первых и вторых производных справедливы следующие
Формулы:

= Smty.	(го)

= ifr	<•	(2IJ
-199-



v St^r
ft

vSmfc \Z Z* "XcSit&L

ylo Smol





Координата ye для случая отклонения ракета от линии
старта определяется непосредственно по основной формуле:

Sm(<fo+Mf0) - - £

Хо + ^)St40((Jes(olSj-^!h(d~S)	j (!&)'

Йемене ни e X© на величину А в подкоренном выражении
кокет не учитываться.

При определении значений угловых координат и их производ-
ннх с учётом разброса траекторий можно считать, что величины
к и # в любом направлении, перпендикулярном оси X,
равновероятны и равны по величине Аг и ЗГг . Для определе-
ния максимальных значений считалось, что Ьг и , Yr и
“в одинаковы и брались равныыь Ьг и У» •

Величины hr и ув приведены на рис ./-^Рассчитанные
по формулам 20-1-24 и 18х величины сведены в таблицу,!-do
	1	Уо’ЗООм	£,=300™		3.	Хе *'	300м	? «30л,	
t сек	н.з.  3,22	3,72 4,22 4,72 5,22	5,72 б 22	н.з.  3.3.	3,8	4,3	4,8 5,3 5,8	6,3
У г г?1и£*ш	-5,07	-3,48 -2,39	-	-	-	-		— — —	
%	—	— _ — _		—	—	—	»	
Уг Гр/«К- »•<	9,92	8,74 7,06	- -	-	-	-	— — —	
% П’/«К. и»в*	—			—	—	—		
Уг гр. max	15°30>	14°3’ 12°Ю’ -	- —	-	-	-	"• “• —	
% Гр.	—	— — — —	- -	-	-	-	— — —	
	•'.2	Хе =800м	Z« «300 м.		4	Хо=:	800 м	2^=30м	
t сек.	'н.з.  2.2	2,7	3,2	3,72 4,22	4,72 5±22	н.з.  2,35	2,85	3,35	3,85 4,35 4,85	5,35
Чг *?/«£ НИХ	-0,87	-1,48 -1,49 -1,36 -2,07	- -	-	-	-	=	ИВ	«м	—
rrl<№i	-2,33	-2,87 -2,8 -t,95 -2,64	тг	**	2,34	2,4	2,34	1,9 2,44 -	—
Уг rp/rtt *•*»	5,3	5,87 5,69	5,41 5,38	- -	-	-	-	— — —	—
Ув	' 7,5	8	7,2	6,78 6,13	- -	9,22	9,0	7,82	7,03 5.66 -	—
$ гр max	14°50’	13°30* 12°Ю* 10°50*9°55»	Ов	М*	-	-	-	— — ..	-
% гр «ох	Г	— — — —	«в	аж	-	-	-		—

"200-
-201-

По таблицам I-^I-ю на рис. построены графики зави-
симости R ,	, у>в , а такке их производных в зависи-

мости от времени. За начало отсчёта времени принят коменз
начала захвата Ъз достижения ракетой дальности R 1200м.
Из условий работы станции наведения известно, что захват
ракете во времени протекает согласно диаграммы рис.-Г-УУ .
С учётом этой диаграммы можно сказать, что захват ракеты
происходит при следующих условиях:

Таблица 1-41

«личины	в начале захвата  i м	1200  1 м|«к	31t~ 510  i й|«кг	19j  тех.	±12,5  4 t»A.j«x.	ни»к	-  ‘рй|с«г	жм	-S.,5l>  рм>- тех. | г,й|«к. mom.	8, i  (тл*	2,9	В начале радиоуправления  1400 г Збоо 625? 770  АО 20$ ±9,5 ±5,4 ±2,1 7,2*’ 6/ 2}
*)Цифры отмеченные звездочкой приведены без учёта разброса траекторий.	

Так как согласно таблицы 1-11 минимальное время достиже-
ние ракетами начала ждущего строба 1200м) составляет
t =2,2 сек, то разрешение на захват ракеты должно выдавать-
ся не позднее, чем через 2 сек после обрыва.

Темп стрельбы зависит от времени достижения ракетой
начала строба и от времени выхода ракеты из эоны распсложе
ния стробов. Начало стробов соответствует дальности R®1200м.
Так как длительность стробов равна 300м»не более 200м (+100м),
то дальняя гранит,а зоны расположения стробов соответствует
дальности R*1700м.
Рис.Т-87 Наклонная дальность R до ракеты при захвате
РИС. 1-88 Координаты фг ракеты при захвате

. < 1 19"

Рис.1-90 Скорость 97 ракеты при захвате


4 полет с остановки Л

t НЗ ~ ВРЕМЯ НАЧАЛА ЗАХВАТА ПО ДАЛЬНОСТИ

Рис. 1-93 Ускорение Тв ракеты при захвате
i. задЕРжка разРЕШ. захв. по Д 2 сек *Ю%

рэзреш. АС по Д

2.	полет рэкеты до строва 2,2-^ 3,3 сек

з.	время равоты И А РУ + 107.

и.	время равоты схемы АУС 0,2 ^0,4 сек

5.	время равоты схемы захв. по У7 0Д-0,6 сек

6.	iзадЕРжка 2,5 сек. + Ю7.

1. О задержка i-<2 сек

ВХОЖД. ИЗД. В СТРОБ

срават ИАРУ

АУС
захват по углам

ОТРЫВ

переключен, дискриминатора

« ПЕРЕКЛЮЧЕНИЕ ПОЛОСЫ

ГО
О
со

I

КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО

123456789	10	t[CEK]

Рис. 1-94 Диаграмма захвата
Оператор пуска должен выдерживать такой темп стрельбы,
чтобы исключил ась возможность (во избежание срывов захвата)
одновременного пребывания двух последовательно стартовавших
ракет в зоне расположения стробов.

Учитывая разброс времени "пуск-отрыв" и неточность рабо-
ты схемы сигнализации о разрешении очередного пуска, можно
темп стрельбы определить следую^» образом:

Т — t к max “ tw пчп Л tn-o + A tex ,
где:

Т —темп стрельбы;

максимальное вра*я достижения ракетой конца зоны
расположения стробов. tKniax=4,l сек;

минимальное время достижения ракетой начала зоны
расположения стробов	2,2 сек;

бК-о- разбрсс времени "пуск-отрыв" лК-* =0,5 сек;

atw- разброс работы схемы сигнализации *0,5 сек

Тогда

Т=	+	+ 20,5~ = 3S =

Учитывая реакцию оператора на сигнализацию и другие
причины можно считать, что тенп пуска должен быть не хуже
5$6 сек.

Таким образом, для принятого размещения пусковых уста-
новок огневой позиции, условия захвата следующие:

!frnw=i2o30’; ^rn»a^ =7,5о/сек; ifr ™ =2,52о/сейй;	12°;

^т^«8,1о/сек;	₽3°/сек^; 2иа. «1>200м; Рк_3	»3600м;

£т«х=б00м/сек; Р^удо 19^; время на разрешение захвата

-2 сек; темп стрельбы Т = 5^6 сек.
-2/f-

Глава П

ПРИНЦИП УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ

I. МЕТОДЫ НАВЕДЕНЩ.

Методом наведения называется способ задания кинематической
траектории, т.е. траектории, предопределенной ракете в процессе
наведения. Иначе, метод наведения определяет требуемое взаимное
расположение ракеты и цели в процессе наведения.

Каков бы ни был метод наведения, кинематическая траектория
ракеты всегда должна пересекать траекторию цели в точке встречи.
Это необходимое требование к кинематической траектории математи-
чески может быть выражено как равенство в точке встиечи радиусов-
векторов цели и ракеты, движущейся по кинематической траектории.

Под радиусом-вектором цели или ракеты, понимается вектор,
проведенный от станции наведения как начала координат до центра
тяжести цели или ракеты.

Пред"являя разного рода дополнительные требования к кинема-
тической траектории, получим различные методы наведения.

Каким же требованиям должен удовлетворять метод наведения?

Во-первых, кинематическая траектория должна быть близка к
прямой в точке встречи. В этом случае нормальные ускорения ракеты
в точке встречи будут близки к нулю.

Команда управления, передаваемая на ракету, в линейном вы-
ражении, по существу пропорциональна нормальному ускорению ракеты
на кинематической траектории, поэтому для малых нормальных уско-
рений требуются малые команды управления. Выработка станцией наве-
дения малых команд управления будет происходить с малыми ошибками.

Следовательно, близкое к нулю нормальное ускорение на кинема-
тической траектории обеспечит и большую точность наведения ракеты
на цель.

Во-вторых, кинематическая траектория должна иметь как можно
меньшую кривизну на всем своем протяжении. С повышением кривизны
кинематической траектории должны быть повышены требования к манев-
ренности ракеты, что особенно трудно осуществить на больших высотах
лета, где маневренность ракеты ограничена.

В-третьих, метод должен обеспечивать небольшую ошибку наведе-
я как по цели, летящей прямолинейно, так и по маневрирующей цели.

В-четвертых, кинематическая траектория должна задаваться как
>жно более простым уравнением, чтобы обеспечить простоту устрой-
ва выработки команд, а следовательно и повышение его точности и
надежности.

Как видно из сказанного выше, одним из основных критериев, по
которым должен оцениваться метод наведения, является величина нор-
мального ускорения ракеты на кинематической траектории и особенно
в точке встречи.

Рассмотрим, из чего складывается нормальное ускорение ракеты
на кинематической траектории. После того, как это будет сделано,
получим зависимость нормального ускорения ракеты от параметров дви-
жения цели при различных методах наведения, что позволит определить
их основные достоинства и недостатки.

Итак, выведем вначале формулу для определения нормального ус-
корения ракеты. Обозначим радиус-вектор ракеты, векторы ее скорости
и ускорения соответственно через Z, V, W’ . Единичные векторы будем
отмечать значком °, а модули вектора теми же буквами без черты.

Тогда

г = zze

V = г = ? Ь zr

# = ф = г = 77° + 2 i г> * z

Полное ускорение равно сумме нормального и тангенциального
ускорений:

И/ =	+ tVr	(zj

где WH - нормальная составляющая ускорения;,
WT- тангенциальная составляющая.

По определению нормальное и тангенциальное ускорения равгы:

WH =- vve

Wr = V v70

При анализе методов наведения представляет интерес только
нормальное ускорение ракеты, которое на основании формул /2/ и /3/
-2«-

можно записать в виде:

= iv - vvT = V - y V

Подставляя в /4/ значения V и V из /I/, получим:

wH= zr*	+	(fj

Далее целесообразно выразить через координаты ракеты, из-
меряемые станцией наведения. Это позволит затем, связав их опреде-
ленными соотношениями метода наведения с координатами цели, найти
зависимость WH от координат цели.

Станция наведения измеряет биконические координаты ракеты и
цели. Однако выражение нормального ускорения через эти координаты
было бы слишком громоздко и затруднило бы анализ. Гораздо более
простой получается зависимость от сферических координат ракеты.

Прежде чем вывести нужные формулы введем, в рассмотрение системы
координат, которые потребуются при выводе искомых формул /см.рис.
П-1/.

Земная система координат ^,^2 - ось направлена по биссек-
трисе сектора обзора, ось - вертикальна, ось Z - горизонталь-
на и перпендикулярна и у

Неподвижная система координат xft	подучена путем пово-
рота системы	вокруг оси z таким образом, чтобы плоскость

i'l' совпадала с плоскостью, на которую разворачивается коническая
поверхность диаграммы угломестной антенны при сканировании. Эта
плоскость составляет с горизонтальной угол & =32°.

Подвижная система координат	- повернута относительно

системы х', 2х на угол уЗ по азимуту и на угол места I? .
Таким образом, ось совпадает с направлением радиуса-вектора, ось
лежит в плоскостиа ось - перпендикулярна плоскости .

Направляющие косинусы единичного радцуса-вектора 2° и его
производных 2е и в системе координат	имеют значе-

ния :

za [*; <5; о]

7° [о; V;
Puc. 1L-1 Системы координат связанные со станцией
наведения и радиусом - вектором изделия
-215-

Используя значения этих направляющих косинусов, спроектируем
нормальное ускорение ракеты /5/ на оси подвижной системы £=,•?,	:

= т- 7* -

WH? =	+ 7 (у

мц = (li-

Уравнения /7/ представляют собой искомую зависимость состав-
ляющих нормального ускорения ракеты на кинематической траектории
от ее сферических координат. Кроме того, выражения /7/ содержат
и первые и вторые производные координат ракеты.

При исследовании методов наведения существенную роль играет
также значение зависимости нормального ускорения ракеты от ускоре-
ния цели при маневре, Для этого найдем зависимость ускорения цели
от ее сферических координат и их производных.

Вектор полного ускорения цели будет иметь выражение, аналогич-
ное третьему равенству /I/. Достаточно, очевидно, заменить в нем
параметры движения ракеты на параметры движения цели. Отмечая пос-
ледние индексом , получим искомое выражение:

W* = V; + З.гч + 7ч7;

Чтобы связать ускорение цели с ее сферическими координатами,
введем в рассмотрение подвижную систему координат,
которую можно получить из неподвижной	^поворотом на углы

f>H И	. При этом ось -s54 будет совпа ;ать с радиусом-век-

тором цели.

Проектирование ускорения цели /8/ на оси подвижной системы
координат -г можно осуществить с помощью значений на-
правляющих косинусов, приведенных в выражении /6/, заменяя пара-
метры движения ракеты на параметры движения цели.

Искомые выражения проекций ускорения цели получим в виде:
-2/6-

Vlftf ~ 2*ч*>ч +	+ [£$1*1)чСо1дч)

(V

v^4 -	Ъ \ (ft* <^^-2 Ъчрч S,^ J

Для получения окончательного выражения нормального ускорена
ракеты через .параметры движения цели следует связать координаты
ракеты с координатами цели посредством соотношений метода наведе-
ния.

Координаты кинематической траектории получаются устройством
выработки команд по данным координатных блоков станции наведения.
Поэтому метод наведения определяет соотношения между биконическими
координатами ракеты на кинематической траектории и биконическими
координатами цели, измеряемыми станцией наведения.

Связь биконических координат ракеты и цели при методах наведе-
ния, которые будут рассматриваться в дальнейшем, - трехточка и ме-
тод половинного спрямления, - может быть записана в следующей об-
щей форме

у =	а 7



где т или равно нулю /трехточка/ или отлично от нуля.
Следует сделать некоторые замечания для случая

Продифференцировав равенство /10/, найдем в точке встречи
л I-о ;

у? = (у + ma?} if4

if = (и 2.М&?) if4 + л7

Координата , входящая в выражение нормального ускорения
ракеты, отличается от биконической координаты угломестной антенны
на постоянную величину =	Поэтому уравнения ме-

тода наведения/10/ и /II/ для сферичес сой координаты будут иметь

аналогичный вид. /Вместо f сп&щьч подставить Р /. Координата
f> может быть выражена через биконические координаты, а ее произ-
водная будет функцией производных от биконических координат:

.W- < s,7'

J C^(Ve-32*J	,
-217-

где А и В - функции координат и <fr . Нетрудно показать, что
в точке встречи угловые скорости ракеты и цели Л и А будут
точно удовлетворять первому равенству /II/, а вторые производные
координат ракеты и цели и будут удовлетворять второму равен-
ству /II/ с точностью до величин второго порядка малости.

С несколько большей погрешностью можно связать соотношениями
метода, координаты Л ракеты и цели на траектории /не в точке встре-
чи/.

Таким образом нормальное ускорение ракеты в точке встречи
может быть выражено через полное ускорение цели, ее координаты и их
про/.зводные путем совместного решения уравнений /7/, /9/ и соотно-
шений метода наведения /1о/» /II/ с точностью до величин второго
порядка малости /при ю/0/.

Метод накрытия цели /трехточка/

Уравнения наведения по методу совмещения трехрочек /ракеты,
цели и станции наведения/ получаются как результат выполнения требо-
вания о совпадении направления радиуса-вектора цели и текущей точки
кинематической траектории ракеты в течение всего процесса наведения,
а не только в точке встречи. /Здесь и далее соотношения метода наве-
дения пишутся для сферических координат $ и у? /.

Продифференцировав дважды равенства /13/, получим:

А =

.. .•	.. ..

« = А	J5 = /ч

Решая совместно уравнения /7/, /9/, /13/ и /14/, получим состав-
ляющие нормального ускорения ракеты на кинематической траектории

^*5 =	" V	~

= зек +	- % К	J

__________-______а
-2/8-

где: эС=2г-т—- известная функция времени полета ракеты.

С точки зрения точности наведения представляет интерес потреб
ная команда управления X н точке встречи, ракеты с целью. Эта ко-
манда определяется по нормальному ускорению в точке встречи, которое
можно получить из формул/15/, положив	. Потребные команды

управления в точке встречи будут определяться по двум составляющим
нормального ускорения ракеты и . В дальнейшем поэтому будут
анализироваться лишь эти составляющие нормального ускорения в точке
встречи.

Не будем вводить для них новых обозначений, отличающих их
от ускорений в текущей точке кинематической траектории. Тогда нормаль-
ные кинематические ускорения ракеты в точке встречи будут вычислять-
ся по формулам:

Wh. =

(.а)
ИЦ = С ж - М»)

Уравнения /16/ показывают, что нормальные кинематические уско-
рения ракеты в точке встречи состоят из соответствующей проекции
полного ускорения цели и ускорения, пропорционального угловой ско-
рости радиуса-вектора цели в точке встречи. Эти ускорения могут
достигать значительной величины, т.к. велики скорости целей, а следо-
вательно, и угловые скорости радьуса-вектора цели. Даже при прямоли-
нейном движении цели ускорения ракеты при трехточечном методе наве-
дения доходят до ЭО-ЭОм/^ек^ /см.табл Ш-tS/.

В то же время коэффициент усиления разомкнутого контура управ-
ления достаточно большим получить очень трудно. Поэтому потребные
команды для наведения могут достигать ста и более метров.

Если в системе потребная команда управления образуется только
за счет параметра рассогласования h , т.е. за счет линейного откло-
нения ракеты от кинематической траектории, то динамическая ошибка
будет равна потребной команде управления. Следовательно, динамические
ошибки наведения также будут достигать ста и более метров. Однако
для обеспечения поражения цели следует уменьшать динамическую ошибку
наведения. Средством для этого является параметрическая выработка
в блоках выработки команд основной части потребной команды управле-
-2/9-

В этом случае динамическая ошибка будет равна меныпей, недос-
тающей части потребной команды управления и тем самым достигается
смещение действительной траектории ракеты в сторону кинематической
траектории на расстояние, соответствующее компенсационной команде.
Таким образом обеспечивается достаточное совмещение действительной
и кинематической траекторий ракеты в точке встречи.

Чтобы осуществить параметрическую выработку основной части
потребной команды управления /в дальнейшем будем называть компенса-
ционной командой/, необходимо вычислить ее величину по данным, имею-
щимся на станции наведения.

Вычисление той части компенсационной команды, которая зависит
от угловой .скорости радиуса-вектора цели, не представляет собой
трудности, действительно, ту часть нормального ускорения, которая
зависит от угловой скоиости радиуса-вектора цели, т.е. ускорения ра-
кеты при прямолинейном полете цели, можно представить в виде произве-
дения известной функции времени на угловую скогость радиуса-вектора
цели.

~ f, If) \

W»J ~

При этом величина Zt-ц заменяется средним значением ее по
реей зоне поражения, т.е.

= de(i) -(ziv)

Коэффицент усиления разомкнутого контура , являющийся
коэффициентом пропорциональности между нормальным ускорением ракеты
и потребной для этого ускорения командой, также представляется с
достаточной здесь степенью точности как функция времени. Тогда компен
сационные команды в вертикальной и наклонной плоскостях будут вычис-
ляться следующим образом:

где:



MV
-220-

В выработке реальной компенсационной команды будут использовать-
ся получаемые на станции наведения сглаженные скорости изменения из-
меряемых угловых координат и yrti .

Вернемся к рассмотрению возможности образования второй части
компенсационной команды, зависящей от ускорения цели.

Как видно из формул /9/, для определения ускорений цели необходимо
знать не только первые, но и вторые производные координат цели.
Станция наведения из-за наличия шумов и фединга отраженного сигнала
измеряет координаты цели с ошибками, которые являются случайными функ
днями времени. При дифференцировании уровень этих ошибок резко повы-
шается. Поэтому получить вторые производные от координат цели с
достаточной степенью точности представляет значительные трудности.
Следовательно, практически- невозможно по данным станции наведения
определить с достаточной точностью ускорения цели при маневре, а,
следовательно, невозможно осуществить компенсацию той части динами-
ческой ошибки, которая зависит от ускорений маневрирующей цели. Это
является первым существенным недостатком наведения по методу накры- '
тия цели, т.к. динамические ошибки, обусловленные ускорениями цели,
могут достигать нескольких десятков метров, чем в сильной степени
снижать вероятность поражения цели.

Вторым существенным недостатком метода накрытия цели является
большая величина перегрузок, потребных для наведения. Эти перегрузки
складываются из нормальных кинематических перегрузок ракеты, пере-
грузки из-за земного притяжения и перегрузок, необходимых для отра-
ботки случайных возмущений, поступающих в систему управления со стан-
ции наведения. Нормальные кинематические перегрузки ракеты при на-
ведении ее по методу накрытия цели больше, чем например, при методе
половинного спрямления примерно вдвое. Такие большие перегрузки тре-
буют от ракеты повышенной маневренности, т.е. больших располагаемых
перегрузок. Но добиться больших располагаемых перегрузок и особенно
на больших высотах /порядка 4,5 на высоте = 25 км/ практически не-
возможно. Поэтому в некоторых частях зоны поражения потребные пере-
грузки могут превышать располагаемые /см.рис.П-2/.

Однако, преимуществом метода накрытия цели является возмож-
ность осуществления наведения при ограниченной информации о положе-
нии и движении цели. В условиях активных помех со стороны противника
на станции наведения могут иметься лишь угловые координаты цели.
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО

Рис. п-2. Располагаемые и максимальные потребные перегрузки на
участке наведения
-222-	,

Но этого, как было видно, достаточно для наведения по методу накры-
тия цели и даже для компенсации динамических ошибок наведения. Дру-
гие методы.наведения требуют еще и измерения дальности до цели.

Метод половинного спрямления.

Прежде, чем перейти к рассмотрению метода половинного спрям-
ления, следует сделать предварительные замечания, касающиеся мето-
дов спрямления.

Любой метод может отличаться от трехточки сколъугодно сильно,
но также должен обеспечивать в точке встречи совпадение радиусов-
векторов ракеты, летящей по кинематической траектории и цели. В про-
тивном случае поражение цели не может быть обеспечено.

Наиболее просто это требование удовлетворяется, если в урав-
нения /14/ добавить член, обращающийся в нуль в точке встречи:

V = К 4- С, Л 7

(/»/
j!. Z Сгаг

где az - разность дальностей цели и ракеты, которая обращается
в нуль в точке встречи.

С, \ Сг- коэффициенты пропорциональности.

Поскольку нас интересуте ошибка наведения лишь в точке встречи
было бы рационально коэффициенты пропорциональности С, и Сг выб-
рать таким образом, чтобы угловая скорость радиуса-вектора ракеты,
определяющая в значительной степени величину ошибки, была равна нулю
в точке встречи.

Будем считать С/ и <*г функциями времени и продифференцируем
равенства /18/:

Р =	+ о, д г * <5, д z

(>9j

Полагая лТ-о , определим вид функций С, и
-223-

Метод наведения, имеющий коэффициенты (?, и (\ , определя-
емые из равенств /20/, называют методом полного спрямления траек-
тории в точке встречи.

Не приводя вывода, дадим здесь выражения для нормальных уско-
рений ракеты в точке встречи для метода полного спрямления:

= - И/?4< 4	+ 7	* 7^5/mPAsP

Сравнивая нормальные ускорения ракеты при трехточке и методе
спрямления, находим:

I/ При методе накрытия цели /трехточке/ ускорение зависит,
в основном, от величины X , при методе спрямления - от эе уско-
рение не зависит, и величина его становится значительно меньше, чем
при трехточке.

2/ При наведении на маневрирующую цель при методе спрямления
гак же, как и при трехточке, ускорение цели полностью входит в ве-
личину нормального ускорения ракеты, хотя и с обратным знаком. Сле-
довательно, и при полном спрямлении нельзя компенсировать ошибку, за-
висящую от ускорения цели при маневре.

То обстоятельство, что ускорение цели входит в величину нор-
мального ускорения ракеты при трехточке и методе спрямления с раз-
ными знаками, позволило найти новый метод, промежуточный между трех-
точкой и спрямлением. У этого метода, называемого половинным спрям-
лением, полностью отсутствует динамическая ошибка, зав4сящая от ус-
корения цели, но Неполностью ликвидировано нормальное ускорение, за-
висящее от движения ракеты. Соотношения ме*ду координатами ракеты и
цели при методе половинного спрямления следующие:

0= Й, А- 47

(23.J

A*Jr- лг

Проекции нормального ускорения ракеты при этом методе наведе-
ния получаются путем совместного решения уравнений /7/, /9/, при
-224-

подстановке в них производных 9 и р , найденных из равенства
/22/. Пренебрегая членами второго порядка малости, проекции нормаль-
ного ускорения в точке встречи можно записать в виде:

I /	I •

= X + 7 лг ) ^ч^*?

Параметрическая компенсация осуществляется здесь также
несложно. Погрешность в компенсации в случае половинного спрямления
меньше, чем при трехточке. Это об"ясняется примерно в два раза мень-
шим значением нормального ускорения ракеты /коэффициент 1/2 в фор-
мулах /23/ по сравнению с /16/.

В сравнении с методом полного спрямления метод половинного
спрямления может оказаться даже более выгодным с точки зрения потреб-
ных перегрузок ракеты при стрельбе по целям с высокими маневренными
качествами.

Это будет в тех случаях, когда цель при маневре может развить
ускорение большее, чем нормальные ускорения ракеты, определяемые
формулами /23/.

Все указанные преимущества метода половинного спрямления -
снижение перегрузок, отсутствие зависимости нормального ускорения
ракеты от ускорен исцели при маневре - достигается:
во-первых, за счет усложнения устройства выработки команд. Отклоне-
ния от кинематической траектории в этом случае определяются по
довольно сложным формулам:

(svj

hr = *Cfl Ofr-Угч- yZ-bl)

Уравнения /24/ показывают, что устройство выработки команд
должно производить не только сложение переменных и умножение их на
заданную функцию времени	, но и осуществлять с высокой точ-

ностью умножение и деление самих переменных.
вторых, повышаются сщгчайные ошибки наведения,
действительно, производные от угловых координат цели станция наведе-
ния непосредственно не измеряет. Эти производные получаются путем
дифференцирования угловых координат цели, которые сами измеряются
с ошибками. Поэтому ошибки вычисления производных будут велики. Это
приведет, естественно, к увеличению случайных ошибок наведения. Ко-
личественная сторона этого вопроса рассматривается ниже. Здесь же
следует отметить, что понижение флюктуационных ошибок достигается
путем введения в канал выработки команд упреждения сглаживающих
фильтров и ограничения разности дальностей цели и ракеты. Однако
это обстоятельство имеет свои отрицательные стороны, т.к. упреждение
вырабатывается с некоторым запаздыванием. Поэтому, как нетрудно
видеть, увеличится ошибка наведения. В случае наведения на маневри-
рующую цель, ошибка, обусловленная ускорением, будет пропадать также
не полностью. Выбор сглаживающих фильтров обосновывается результа-
тами моделирования /см.гл.Ш-4/.

Итак, основные преимущества трехточки - наведение при ограни-
ченной информации о цели и простота выработки команд, недостатки -
значительные потребные перегрузки при наведении, наличие динамичес-
кой ошибки, вызываемой ускорением маневрирующей цели и невозможность
ее компенсации.

Основные преимущества метода половинного спрямления - почти
полное отсутствие динамической ошибки, зависящей от ускорения манев-
рирующей цели, большая точность компенсации динамических ошибок,
снижение нормальных ускорений ракеты. Недостатки - усложнение устрой-
ства выработки команд, повышение флюктуационных ошибок. Таким обра-
зом, рассмотренные методы наведения - трехточка и метод половинного
спрямления - в той или иной степени удовлетворяют требованиям,
пред”явленным методу наведения и приняты поэтому в станции наведе-
ния.
-22Ь-

2,	КАНАЛЫ УПРАВЛЕНИЯ.

Многоканальная станция наведения об”единяет несколько незави-
симых каналов наведения управляемых ракет на цели, образуя в про-
цессе наведения соответствующее количество каналов управления^
Такое об"единение независимых каналов обеспечивает возможность чет-
кой организации борьбы с большим количеством целей.

Для решения задачи встречи ракеты с целью и выработки соответ-
ствующих команд управления, станция наведения измеряет две угловые
координаты и дальность цели и две угловые координаты и дальность ра-
кеты /при управлении по методу половинного спрямления/ или, в сдучае
активных помех,две угловых координаты цели и две угловые координаты
ракеты /при управлении по методу накрытия цели/.

Можно считать с достаточной точностью, что измерение координат
цели и ракеты станцией таведения производится в двух взаимноперпен-
дикулярных плоскостях.

Управление ракетой производится в двух плоскостях, перпендику-
лярных осям отклонения рулей управления, т.е. так-ке взаимноперпен-
дикулярних.

С помощью системы стабилизации ракеты по крецу достигается
достаточное совпадение плоскостей измерения координат и плоскостей
управления во всем заданном секторе. Максимальное рассогласование
между плоскостями /угол скручивания/ достигает ~ 12 градусов на
краях сектора и практически мало сказывается на взаимосвязь управле-
ния в этих плоскостях. Поэтому, в целях упрощения, управление в
этих плоскостях сделано раздельным.

Структурная схема канала управления для каждой плоскости имеет
еид, приведенный на рис.П-3. Согласно этой схеме, устгойства сопро-
вождения ракеты и цели производят определение координат и передают
их текущие значения в устройство выработки команд управления.

Устройство выработки команд управления определяет величину,
характеризующую отклонение ракеты от предписан ной ей методом наведе-
ния траектории и втлрабатывает соответствующую команду управления.

Командно-передающее устройство радиотелеуправления /стан-
ция передачи команд/ передает команду управления через бортовую аппа-
ратуру телеуправления на автопилот ракеты.
Рис. il-з. Структурная схема канала наведения ракеты на цель
-228-

Автопилот стабилизирует ракету относительно центра тякести и
управляет ее полетом по командам, поступающим со станции наведения
путем непосредственного воздействия на рули и элероны.

Таким образом, система управления представляется замкнутым кон-
туром, включающим в себя устройство измерения координат ракеты,
устройство выработки команд управления, станцию передачи команд,
бортовую аппаратуру телеуправления и ракету с автопилотом.
-229-

3.	ТРЕБОВАНИЯ К КОНТУРУ У1Т  >:./Л

Полет ракеты после ее старта может быть разделен на три
этапа:

-	автономный полет ракеты с ускорителем;

-	вывод ракеты;

-	наведение ракеты на цель.

На этапе автономного полета ракета с ускорителем летит согласно
определенной наперед заданной программе. При этом станция наведения
не определяет ее координат и контур управления разомкнут.

После того, как ракета вошла в зону обзора станции наведения и
взята на автоматическое сопровождение соответствующим каналом, замы-
кается контур управления, на станции наведения вырабатываются коман-
ды управления и передаются на борт ракеты. Начинается этап вывода,
обеспечивающий сближение ракеты с линией наведения /с кинематической
траекторией/, процесс вывода заканчивается по достижении ракетой
кинематической траектории с точностью определяемой динамическими и
флюктуационными ошибками системы управления. В дальнейшем происходит
непосредственное наведение ракеты на цель с помощью команд, выраба-
тываемых на станции наведения и передаваемых на борт ракеты.

На рис.П-4 приведены две различные плоские траектории полета ра-
кеты и соответствующие им кинематические траектории.

Управление полетом ракеты производится путем изменения направле-
ния движения ракеты. Силой, изменяющей направление движение ракеты,
является в основном аэродинамическая под”емная сила крыльев и рулей
ракеты и частично проекция силы тяги на нормаль к вектору скорости
ракеты.

Изменение под"емной силы возникает при отклонении рулей не сразу,
т.к. для создания необходимого угла атаки ракета должна повернуться
относительно своего центра тяжести. При этом за счет инерции ракеты
будет иметь место переходный процесс с переколебаниями.

С повышением высоты полета управление ракетой с помощью воз-
душных рулей ухудшается и уменьшается также под"емная сила ракеты.
Если рассматривать связь между углом атаки и углом отклонения
рулей ракеты, то ее приближенно можно описать колебательным звеном,
у которого с повышением высоты уменьшаются в несколько раз резонанс-
ная частота , коэффициент демпфирования	и коэффициент
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮР( )
-251'

усиления Кен

Малый показатель демпфирования ракеты при наличии в командах
управления помех с частотами, близкими к частоте , привел бы,
при отсутствии специальных мер стабилизации ракеты вокруг центра тя-
жести, к появлению больших углов атаки. Большие углы атаки создают
серьезную опасность для конструкции ракеты по прочности на малых
высотах при больших скоростных напорах или могут привести к "опроки-
дыванию” ракеты вокруг центра тяжести из-за малой статической устой-
чивости ракеты, особенно при числах М>3 •

Поэтому первой задачей при разработке контура управления явля-
ется, прежде всего, ослабление реакции ракеты на подобные возмущения
в- каналах управления.

Применение для этой цели линейных преобразующих звеньев с
постоянными параметрами и, следовательно, с неизменными частотными
характер ист и капли является непригодным ввиду сильной завис мости пара-
метров ракеты от высоты и скорости полета.

Решение этой задачи может быть достигнуто введением устройств
стабилизации ракеты вокруг центра тяжести. Эффективное уменьшение
реакции ракеты на помехи достигается применением, для стабилизации
ракеты вокруг центра тяжести, цепей обратной связи, преобразующий
эффект которых зависит от параметров ракеты.

В качестве измерительных приборов цепей обратной связи, пред-
назначенных для улучшения стабилизации принятой ракеты вокруг центра
тяжести используются демпфирующие гироскопы, непосредственно измеря-
ющие угловую скорость в пространстве.

Другой задачей разработки контура управления ракетой является
ограничение и стабилизация диапазона изменения ее характеристик в по-
лете, е частности коэффициента усиления "К" от радиокоманды до разви-
ваемой ракетой перегрузки. Без решения этой задачи затруднительно
формирование контура управления с приемлимыми запасами устойчивости
и требуемой точностью наведения.

Как известно, аэродинамическая под"емная сила, а. следовательно
перегрузка пропорциональна скоростному напору £fr = itfvZ »
где jo - плотность воздуха, У - скорость ракеты. Поэтшу стабили-
зация коэффициента усиления ракеты "К" может быть достигнута с по-
мощью цепи обратной связи, усиление которой пропорционально скорост-
ному напору, а также с помощью изменения усиления прямого канала
-232-

обратнопропорционально скоростному напору. При этом, одновременно со
значительным уменьшением пределов изменения коэффициента усиления
"К”, в полете уменьшается влияние отклонения параметров ракеты от но-
минальных значений на точность наведения. Для такой стабилизации в
ракете используются два устройства: а/ датчик скоростного напора, с
помощью которого обратно пропорционально скоростному напору изменяет-
ся коэффициент усиления рулевого тракта, т.е. коэффициент усиления
прямого ха* ала; б/ датчик поперечных перегрузок ракеты в цепи обратной
связи, сигнал которого пропорционален скоростному напору.

Третьей задачей, с целью повышения точности наведения, является
получение возможно большего значения коэффициента усиления разомкну-
того контура управления ’’ Ко ”. Увеличение ”	* требует, из условия

устойчивости контура управления, расширение полосы пропускания кон-
тура стабилизации, которым может быть представлена ракета со стабили-
зирующими обратными связями. Возможность расширения полосы пропускания
контура стабилизации ограничивается недопустимыми углами атаки из-за
флюктуаций е команде управления.

Уменьшение флюктуационных выбросов угла атаки ракеты с помощью
увеличения усиления указанных выше обратных связей, особенно по
демпфирующему гироскопу, ограничивается, в основном, запаздыванием
исполнительного органа управления ракетой - рулевого тракта и частич-
I но относительно высокими резонансными свойствами демпфирующего гиро-
скопа. При увеличении усиления обратных связей контур стабилизации
ракеты вокруг центра тяжести становится неустойчив при максимальных
скоростных напорах.

Перечисленные задачи решаются с помощью автопилота. Выбор пара-
I метров автопилота, приведенный ниже, производится путем компромиссного
решения этих задач с учетом возможности технического осуществления
выбранных параметров.

Для обеспечения требуемых запасов устойчивого контура управле-
ния на всех высотах используются, совместно с автопилотом, корректи-
I рующие цепи в устройстве выработки команд управления станции наведе-
I ния, с помощью которых, кроме того, осуществляется фильтрация высоко-
I частотных составляющих команпы управления и, следовательно, уменьше-
I ния влияния помех при наведении ракеты.

I