Основные характеристики боевого снаряжения

Масса боевого отсека, кг 1,25

Масса осколков, кг 0,4

Масса взрывчатого вещества, кг 0,38

Масса одного осколка, кг до 0,005

Общее число осколков около 860

Угол разлета, град 52

Средняя скорость разлета осколков, м/с 2000

Время взведения взрывателя после вы­лета ракеты из трубы, с 1 - 1,9

Время самоликвидации ракеты после ее вылета из трубы, с 14- 17

2.6. Двигательная установка (ДУ)

Твердотопливная ДУ предназначена для выброса ракеты из трубы, придания ей необходимой угловой скорости вращения разгона до маршевой скорости и поддержания этой скорости и полете.

ДУ состоит из стартового двигателя (СД), двухрежимного однокамерного маршевого двигателя (МД) и лучевого воспламенителя замедленного действия.

СД предназначен для выброса ракеты из трубы со скоростью около 30 м/с и придания ей необходимой угловой скорости вращения (γ = 20 об/с).

СД состоит из камеры 8 (рис. 28), стартового заряда 6, воспламенителя 7 стартового заряда, диафрагмы 5, диска 2, газоподводящей трубки 1 и соплового блока 4.

Стартовый заряд состоит из трубчатых пороховых шашек, свободно установленных в кольцевом объеме камеры.

Воспламенитель стартового заряда состоит из корпуса в котором помещены электровоспламенитель и навеска пороха.

Диск и диафрагма обеспечивают крепление заряда при работе транспортировании.

Сопловой блок имеет семь сопел, расположенных под углом(около 8°) к продольной оси ракеты, для придания ей угловой скорости вращения при работе СД. Для обеспечения герметичности камеры ДУ при эксплуатации и создании необходимого давления при воспламенении стартового заряда в сопла устанавливаются заглушки 3.

Газоподводящая трубка 1 служит для стыковки СД с сопловой частью МД. Она надевается на корпус лучевого воспламенителя замедленного действия, расположенного в предсопловом объеме МД, и обеспечивает передачу огневого импульса на лучевой воспламенитель.

Электрическая связь электровоспламенителя СД с пусковой трубой осуществляется через контактную, связь 9, подсоединенную к контактной плате трубы.

Двухкамерный МД предназначен для разгона ракеты до маршевой скоросты на первом режиме и поддержания этой скорости на траектории на втором режиме.

МД состоит из камеры 3 (рис. 29), маршевого заряда 4, воспламенителя 5 маршевого заряда, соплового блока 6 и лучевого воспламенителя замедленного действия 7. В переднюю часть камеры ввинчивается дно 1 с посадочными места

ми для стыковки ДУ и БЧ.

Рис. 28. Стартовый двигатель

1 – газопроводящая трубка; 2 – диск; 3 – заглушка; 4 – сопловой блок; 5 – диафрагма; 6 – стартовый заряд; 7 – воспламенитель стартового заряда; 8 – камера; 9 – контактная связь

Рис. 29. Маршевый двигатель

1 – дно; 2 – проволочки; 3 – камера; 4 – маршевый заряд; 5 – воспламенитель маршевого заряда; 6 – сопловой блок; 7 – лучевой воспламенитель замедленного действия; 8 – заглушка; А – резьбовое отверстие

Для получения требуемых режимов горения часть заряда бронирована по наружной поверхности, а часть заряда оголена. Для увеличения площади горения на втором режиме работы МД бронированная часть заряда армирована шестью проволочками 2. Для обеспечения герметичности камеры ДУ и создания необходимого девления при воспламенении маршевого заряда на сопловом блоке устанавливается заглушка 8, которая разрушается и сгорает от пороховых газов МД. На внешней части соплового блока имеются резьбовые отверстия А для крепления крыльевого блока к ДУ.

Лучевой воспламенитель замедленного действия предназначен для обеспечения срабатывания МД на безопасном от стрелка-зенитчика расстоянии. За время его сгорания ракета удаляется от стрелка-зенитчика на расстояние 5,5-6 м, что предохраняет его от воздействия реактивной струи МД.

Лучевой воспдаменитель замедленного действия состоит из корпуса 2 (рис. 30), в котором размещены пиротехнический замедлитель 1, передаточный заряд 4 во втулке 3, в которую с другой стороны впрессован детонирующий заряд 5. От пороховых газов СД детонирующий заряд воспламеняется, и ударная волна, образовавшаяся при детонации, передается через стенку втулки и воспламеняет передаточный заряд, который зажигает пиротехнический замедлитель. От пиротехнического замедлителя поджигается воспламенитель маршевого заряда, который воспламеняет маршевый заряд.

ДУ работает следующим образом. При подаче электрического импульса с электронного блока ПМ на электровоспламенитель стартового заряда срабатывает воспламенитель стартового заряда, а затем - стартовый заряд.

Под действием реактивной силы, создаваемой СД, ракета вылетат из трубы с необходимой угловой скоростью вращения.

СД заканчивает работу в пусковой трубе и задерживается в ней. От пороховых газов, образовавшихся в камере СД, срабатывает лучевой воспламенитель замедленного действия, поджигающий воспламенитель маршевого зарада, от которого срабатывает маршевый заряд на безопасном для стрелка-зенитчика расстоянии. Первый режим работы двигателя обеспечивается горением заряда по наружной незабронированной поверхности и по торцу. Второй режим обеспечивается горением заряда только по торцу.

Реактивная сила, создаваемая МД, разгоняет ракету до маршевой скорости в первом режиме его работы и поддерживает скорость на траектории во втором режиме.

Установленный на МД крыльевой блок предназначен для аэродинамической стабилизации ракеты в полете, создания подъемной силы при наличии углов атаки и поддержания требуемой скорости вращения ракеты на траектории.

Крыльевой блок крепится винтами на сопловом блоке МД и состоит из корпуса, четырех складывающихся крыльев и механизма их стопорения (рис. 31). Механизм стопорения состоит из двух стопоров и пружины, с помощью которой стопора разжимаются и запирают крылья при раскрытии.

В исходном состоянии крылья находятся в сложенном положении и раскрываются под действием центробежных сил вылете вращающейся ракеты из трубы. Для поддержания требуемой скорости вращения ракеты пластины крыльев развернуты относительно продольной оси крыльевого блока на необходимый угол (около 2°).

2.7. Особенности устройства ТГС 9Э418

В отличии от ТГС 9Э410 ЗУР ЗМ39 комплекса "Игла" ТГС 9Э418 ЗУР 9М313 комплекса "Игла-1" не является помехоустой­чивой и, следовательно, в ее составе отсутствуют фотоприем­ник, предусилитель вспомогательного канала и схема переклю­чения. Кроме того, из-за различия в видах модуляции изменен состав и принцип работы усилительно-преобразовательных элементов электронного блока СКЦ.

Рис. 30. Лучевой воспламенитель замедленного действия

1 – пиротехнический замедлитель; 2 – корпус; 3 – втулка; 4 – передаточный заряд; 5 – детонирующий заряд

Рис. 31. Крыльевой блок

1 – пластина; 2 – передний вкладыш; 3 – корпус; 4 – ось; 5 – пружина; 6 – стопор; 7 – винт; 8 – задний вкладыш; Б - выступ

В ТГС 9Э418 при выделении сигнала ошибки рассогласовния используется частотная модуляция (ЧМ) потока лучистой энергии от цели, при которой информация о величине и направлении угла рассогласования между оптической осью гироскопа и линией визирования цели заложена в частоте следования импульсов.

Для обеспечения ЧМ используется сканирование изображения цели по невращающемуся модулирующему растру.

Для обеспечения сканирования зеркало ротора гироскопа заклонено таким образом, что при его вращении и отсутствии ошибки рассогласования изображение цели, сфокусированной оптической системой, сканирует в плоскости модулирующего растра по окружности, диаметр которой равен половине диаметра растра.

Невращающийся модулирующий растр, расположенный во втулке карданового подвеса, обладает способностью лишь поворачиваться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы пеленга. Модулирующий растр диаметром около одного миллиметра, выполнен из фольги, в которой вырезаны чередующиеся прозрачные секторы, в количестве 12 штук. За счет сканирования изображения цели на выходе модулирующего растра образуется последовательность импульсов потока лучистой энергий.

На рис. 32, где для простоты изображено шесть пар секторов вместо двенадцати, представлен принцип частотной модуляции лучистого потока. При отсутствии угла рассогласования центр окружности сканирования совпадает с центром модулирующего растра и частота следования импульсов при этом будет постоянной (девиации частоты нет). На рис. 32 этому случаю соответствует сканирование изображения цели Ц1. При наличии угла рассогласования центр окружности сканирования смещается относительно центра растра на величину, пропорциональную ошибке рассогласования ΔΕ и появляется девиация частоты (положение окружностей сканирования изображения целей Ц2 и Ц3).

Рис. 32. Частотная модуляция потока лучистой энергии

После модулирующего растра модулированный поток лучистой энергии, пройдя через иммерсионную линзу, которая обеспечивает равномерное распределение потока по площади ' фотоприемника, поступает на фотоприемник электронного блока СКЦ, структурная схема которого представлена на рис. 33.

В качестве фотоприемника используется охлаждаемый до температуры порядка - 200°С фоторезистор, выполненный на базе сурмянистого индия (InSb). Фоторезистор преобразовывает модулированный поток лучистой энергии в модулированный электрический сигнал, который после усиления в предусилителеч и усилителе несущей частоты и ограничения поступает на вход частотного детектора.

Рис. 33. Структурная схема следящего координатора цели ТГС 9Э418

Схема частотного детектора состоит из широкополосного усилителя-преобразователя частотно-модулированных сигналов в амплитудно-модулированный и двухполупериодного амплитудного детектора с интегратором. Амплитудно-модулированный сигнал, следующий на частоте вращения ротора гироскопа ωг, содержащий информацию о величине (амплитуда сигнала) и направлении ошибки рассогласования (фаза сигнала), поступает в усилитель коррекции.

В дальнейшем работа СКЦ ничем не отличается от работы СКЦ ТГС 9Э410.

3. ПУСКОВЫЕ СРЕДСТВА КОМПЛЕКСА. ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ

ЭЛЕМЕНТОВ КОМПЛЕКСА

К пусковым средствам комплекса относятся:

- пусковая труба 9П39;

- наземный источник питания (НИП) 9Б238;

- пусковой механизм (ПМ) 9П516-1 с встроенным НРЗ 1Л14-1.

3.1. Пусковая труба 9П39

Пусковая труба предназначена для обеспечения прицельного и безопасного пуска ракеты, а также улавливания стартового двигателя. Одновременно она является контейнером при переноске, хранении и транспортировании ракеты.

На трубе (рис. 34) закреплены блок датчиков, механический прицел с лампочкой световой информации (СИ), механизм бортразъема, разъем ПМ, колодка для подсоединения проводов от СД, две обоймы с крепление плечевого ремня и плечевой ремень.

Блок датчиков, включающий две катушки ГОН и датчики положения полюсов магнита ротора гироскопа, совместно с электронным блоком ПМ предназначен для осуществления разгона ротора гироскопа ТГС и его арретирования. На блоке датчиков трубы крепится антенна НРЗ.

Механический прицел размещен на передней и задней стойках и предназначен для прицеливания. На передней стойке закреплена мушка В с отверстием 6. На задней стойке расположены целик Г с лампочкой СИ и диафрагма, которая закрывает лампочку при пусках в сумерках во избежание ослепления стрелка-зенитчика. Стойки прицела установлены таким образом, что его оптическая ось наклонена по отношению к оси трубы под углом 10° для придания ракете в момент пуска начального угла возвышения, что особенно важно при пусках по низколетящим целям, так как предотвращает касание ракетой местных, предметов и поверхности земли.

Треугольная метка Д служит для ориентации глаза стрелка-зенитчика относительно прицела.

Механизм бортразъема состоит из корпуса, в которому расположены вилка бортразъема, стопор с пружиной, тяга с пружиной и плата. В корпусе имеются две проушины и фиксатор, с помощью которых к трубе стыкуется ПМ.

Электрическая связь трубы с ракетой осуществляется с помощью вилки бортразъема. Штыревые контакты и направляющие штыри вилки входят в соответствующие гнезда розетки ракеты.

Рис. 34. Труба 9П39

1 – передняя крышка; 2,11 – замки; 3 – блок датчиков; 4 – антенна; 5,9 – обоймы; 6 – лампа; 7 – диафрагма; 8 – плечевой ремень; 10 – труба; 12 – задняя крышка; 13 – колодка; 14 – крышка; 15 – пружина; 16 – фиксатор; 17 – разъем; 18 – задняя стойка; 19 – механизм бортразъема; 20 – ручка; 21 – передняя стойка; 22 – стопор; 23 – тяга; 24 – вилка бортразъема; 25 – кнопка; 26 – фиксатор; 27 – рычаг механизма накала; А и Е – метки; Б, М – отверстия; В – мушка; Г – целик; Д – треугольная метка; И – направляющие; Л – поверхность; Н – паз; К - скос

Механическое крепление ракеты в пусковой трубе обеспечивается стопором, который входит в отверстие бугеля корпуса БЧ.

Расстыковка ракеты и трубы происходит в такой последовательности. При повороте рычага механизма наклона в направлении стрелки НАКОЛ до упора (на угол 180°) поверхность Л тяги нажимает на стопор. Перемещаясь, тяга своим скосом утапливает стопор до совмещения скоса К с внутренней поверхностью трубы. При движении вперед ракета давит на направляющие штыри, вилка бортразъема по направляющим И сдвигается вперед и вниз и выходит из зацепления с розеткой ракеты, а стопор устанавливается заподлицо с внутренней поверхностью трубы.

Электрическая связь трубы с НИП осуществляется с помощью платы. Для стыковки НИП с трубой в передней части корпуса имеются отверстие М, в которое входит штуцер НИП, и паз Н, в который входит зуб штуцера, запираемый фиксатором.

На корпусе механизма бортразъема нанесены стрелки и надписи ИСХОДН. и НАКОЛ, указывающие направление поворота рычага механизма накола при приведении в действие НИП. При повороте рычага механизма накола в направлении стрел­ки НАКОЛ до упора тяга подвигается и воздействует на боек баллона НИП, в результате чего происходит прокол мембраны НИП.

Передний и задний торцы трубы закрыты соответственно передней и задней крышками с замками для ориентации которых на трубе нанесены метки А и Е.

Плечевой ремень служит для переноса комплекса и крепится на обоймах.

Кнопка ВДОГОН служит для переключения режимов работы ТГС (коэффициента передачи СКЦ) с режима НАВСТРЕЧУ на режим ВДОГОН.

В связи с тем, что труба допускает многократное использование, в войска могут поступать ракеты в трубах, на антеннах НРЗ которых нанесены красные полосы. Число полос указывает на количество пусков, произведенных из данной пусковой трубы.

3.2. Наземный источник питания 9Б238

НИП (одноразового действия) предназначен для обеспечения электроэнергией комплекса и снабжения хладоагентом ТГС в период подготовки ракеты к пуску.

НИП состоит (рис. 35) из баллона, наполненного сжатым газом, и батареи с твердым, при температуре окружающей среды, электролитом.

Баллон предназначен для длительного хранения сжатого газа (азота) при давлении 350 кГс/см² и представляет собой металлическую шаровую емкость. В полости баллона размещен полый стержень, один конец которого заканчивается штуцером, через который производится заправка и выход газа при вскрытии баллона, на другой конец стержня навинчивается батарея. Внутри полого стержня находится боек для приведения в действие батареи.

Батарея состоит из соединенных в смешанную последовательно-параллельную цепь электрохимических элементов с размещенными между ними пиротехническими нагревателями. В качестве положительных электродов используется металлический кальций(Са), в качестве отрицательных никель(Ni), в качестве электролита - соли калия (KCl) и лития(Li). Выводы батареи (0, +20В, -20В, +5В, -5В) соединены проводниками с контактами разъема, который служит для электрической связи батареи с трубой.

Рис. 35. Наземный блок питания 9Б238

1 – батарея; 2 – капсюль-воспламенитель; 3 – штифт; 4 – баллон; 5 – боек; 6 – стержень; 7 – штуцер; 8 – разъем; 9 – контакты; 10 – мембрана; 11 – штуцер; 12 – колпак; 13 – колпачок; 14 – боек; В и Г – каналы; Д - зуб

Приведение в действие НИП осуществляется путем прокола мембраны бойком баллона при его перемещении из-за поворота рычага накола трубы в положение НАКОЛ. После прокола мембраны газ через канал В в штуцере и далее по трубке поступает в систему охлаждения ФПок ТГС, а через канал Г в стержне - в полость стержня к бойку батареи. При достижении требуемого усилия срезается стопорный штифт и боек, перемещаясь с большой скоростью, производит накол капсуля-воспламенителя от форса пламени которого воспламеняются все пиротехнические нагреватели. От выделяющегося тепла электролит расплавляется и батарея приводится в рабочее состояние, т.е. вырабатывает указанные значения ЭДС, и поддерживается в этом состоянии не менее 30 с. На это же время рассчитан и запас хладоагента.

Использованный НИП имеет характерный след от толкателя трубы на металлическом защитном колпачке, расположенном в торце штуцера баллона. Для исключения повреждения разъема НИП и попадания грязи на штуцер баллона штуцер с разъемом запасного НИП закрыты защитным пластмассовым колпаком.

3.3. Пусковой механизм 9П516-1

Пусковой механизм (ПМ) предназначен для подготовки и пуску и осуществления пуска ракеты.

В корпусе ПМ (рис.36) установлены электронный блок, телефон. Стопорное устройство (сеч. Г-Г), вилка разъема, пусковой крючок и контактная группа.

К нижней крышке ПМ крепится НРЗ 1Л14-1, выполненный в виде отдельного блока. На корпусе НРЗ имеется светодиод, светящийся при наличии неисправности НРЗ. Под крышкой НРЗ

Расположены переключатели кодов АМИ(амплитудно-модулированные импульсы) и ГИ (гладкие импульсы), устанавливаемые в положения согласно действующему расписанию. В случае необходимости работы без НРЗ на корпусе ПМ имеется тумблер, закрытый опечатанной крышкой и предназначенный для отключе ния НРЗ. Включенное положение тумблера показано маркировкой ВКЛ, нанесенной на корпусе ПМ.

Рис. 36. Пусковой механизм 9П516-1

1 – корпус; 2 – крышка; 3 – электронный блок; 4 – вилка; 5 – крышка; 6 – разъем; 7 – телефон; 8 – крышка; 9 – 1Л14; 10 – светодиод; 11 – крышка; 12 – контактная группа; 13 – кулачок; 14 – шток; 15 – спусковой крючок; 16 – стопор; 17 – крышка; 18 – мембрана; 19 – прокладка; 20 – пружина; А – зуб; Б – отверстие; Е – ось; М – паз; К – поверхность; Л – плечевой упор; Ж,И – места пломбирования

Вилка разъема предназначена для электрической связи ПМ с трубой. До перевода комплекса в боевое положение вилка закрыта крышкой.

Телефон предназначен для подачи звукового сигнала информации о нахождении цели в поле зрения ТГС. Он установлен в выемке боковой стенки ПМ и закрыт крышкой. Для защиты телефона от механических повреждений, пыли и влаги под крышку поставлены мембрана и прокладка.

Для стыковки и стопорения ПМ с пусковой трубой служит ось Е и стопорное устройство. Фиксатор трубы входит в отверстие Б корпуса Пм и запирается зубом А стопора под действием пружины.

Пусковой крючок предназначен для замыкания цепей контактной группы. Он поворачивается вокруг оси, на которой установлена пружина, обеспечивающая возврат пускового крючка в исходное положение.

Пусковой крючок может находитьоя в одном из трехположений:

- исходном - арретирование (АР);

- среднем - разрешение разарретирования (РР);

- до упора - разрешение пуска (РП).

При переводе пускового крючка из исходного положения в среднее, шток под действием скоса Г перемещается в осевом направлении и нажимает на кулачок контактной группы, осуществляющей коммутацию цепей РР ротора гироскопа ТГС.

При переводе пускового крючка из среднего положения в положение до упора происходит дальнейшее перемещение штока под воздействием скоса Д, в результате чего замыкаются контакты, осуществляющие коммутацию цепей электронного блока ПМ с запальными цепями ПАД, СД и блоком взведения. При этом под действием пружины фиксатор западает в прорезь В пускового крючка и удерживает его в нажатом положении.

Рычаг сброса предназначен для возврата пускового крючка в исходное положение. При повороте рычага сброса стопор выходит из прорези, пусковой крючок под действие пружины возвращается в исходное положение, при этом размыкаются контакты контактной группы. На пусковом крючка имеется блокировочный выступ, который препятствует нажатию на пусковой крючок при нахождении рычага накола трубы в исходном положении и переводу рычага накола в исходное положение при нажатом и застопоренном пусковом крючке.

Электронный блок ПМ предназначен:

- для разгона ротора гироскопа ТГС;

- для автоматического арретирования и разарретирования гироскопа;

- для анализа сигналов информации и коррекции, поступающих с ТГС;

- для формирования сигналов звуковой и световой информации при на

личии цели в поле зрения ТГС (по результатам анализа сигналов);

- для подачи напряжения на пусковые цепи ракеты.

Электронный блок ПМ состоит из (рис. 37):

- блока разгона и синхронизации (БРС);

- автомата разарретирования и пуска (АРП);

- блока реле (ЕР).

Блок разгона и синхронизации совместно с блоком датчиков трубы и катушками разгона ТГС (катушки разгона в ПЗРК "Игла-1" установлены в трубе) осуществляет разгон ротора гироскопа ТГС до определенной частоты и отключение разгонного устройства при достижении этой частоты. Разгон ротора гироскопа осуществляется за счет взаимодействия переменного магнитного поля катушек , которое формируется блоком разгона по сигналам с датчиков положения полюсов магнита ротора гироскопа, с магнитным полем магнита ротора гироскопа (рис. 11). При достижении требуемой частоты вращения ротора гироскопа срабатывает частотное реле и отключает блок разгона, а поддержание оборотов ротора гироскопа обеспечивается системой стабилизации оборотов ТГС.

Рис. 37. Электронный блок пускового механизма 9П516-1

Автомат разарретирования и пуска (АРП) предназначен для:

- автоматического арретирования и разарретирования ротора гироскоп

па ТГС;

- формирования звукового и светового СИ о наличии цели в поле зре

ния ТГС;

- анализа сигнала от цели после разарретирования гироскопа ;

- формирования команды ЗАПРОС НРЗ;

- автоматического включения блока реле.

В основу действия АРП положен поэтапный анализ сигнала от цели в течение 0,8 с. Длительность каждого этапа равна 0,2 с. Во время поэтапного анализа в АРП анализируются:

I) сигнал коррекции (СК), по которому определяется угловая скорость линии визирования цели. Угловая скорость не должна превышать 12 град/с, в противном случае АРП задерживает пуск ракеты;

2) соотношение сигнала от цели к сигналу от фона. Уровень фона в ПЗРК "Игла" определяется с помощью вспомогательного канала ТГС, а в ПЗРК "Игла-1" - с помощью заклона оптической оси гироскопа на 5° выше линии прицеливания и "запоминания" АРП уровня фона, измеряемого фотоприемником;

3) способность слежения СКЦ за целью, имеющей угловую скорость не менее 4 град/с. Определяется устойчивость отслеживания цели при подаче на СКЦ сигнала "Увод", пропорционального угловой скорости линии визирования 4 град/с;

4) ответ НРЗ, по которому определяется принадлежности цели - "свой" или "чужой". Если с НРЗ поступает ответ "свой" в виде кодированных импульсов, АРП запрещает пуск ракеты.

После разгона ротора гироскопа и нахождении пускового крючка в исходном положении (АР) АРП обеспечивает в комплексе "Игла" арретирование гироскопа с совмещением его оптической оси с линией прицеливания, а в комплексе "Игла-1" - заклон оптической оси гироскопа на 5° выше лини прицеливания. При точном совмещении линии прицеливания с направлением на цель в поле зрения ТГС комплекса "Игла" будет находиться цель, и с выхода ТГС на вход АРП будет поступать сигнал от цели, а в поле зрения ТГС комплекса "Игла-1" будет находиться фон в районе цели и с выхода ТГС на вход АРП будет поступать сигнал, пропорциональный уровню излучения фона.

АРП может работать в режимах "Автомат" и "Ручной", в которые он переключается с помощью пускового крючка.

Для переключения АРП в режим "Автомат" необходимо быстро(за время менее 0,6 с) нажать на пусковой крючок до упора(РП), при этом разарретируется гироскоп, появляется световая и звуковая информация и в течение последующих 0,8 с происходит поэтапный анализ сигналов. В комплексе "Игла-1" после нажатия на пусковой крючок вначале подводится совмещение оптической оси гироскопа с линией прицеливания разарретирование и анализ сигналов.

Если сигнал от цели меньше сигнала от фона, ротор гироскопа периодически арретируется, и лампочка СИ мигает с частотой 2,5 Гц. В комплексе "Игла-1" такая информация будет и при угловой скорости линии визирования цели меньше 1,5 град/с. Режим периодического арретирования необходим для осуществления перезахвата цели при захвате облачного образования (или обстрела цели комплексом "Игла-1" в режиме "Ручной").

Если угловая скорость линии визирования больше 12 град/с, АРП обеспечивает задержку пуска ракеты до того момента времени, когда угловая скорость цели уменьшается до величины меньше 12 град/с.

Если с НРЗ на АРП поступает сигнал "свой", свечение лампочки СИ и звук в телефоне прерываются с частотой 12,5 Гц.

Для переключения АРП в режиме "Ручной" необходимо нажать на пусковой крючок до среднего положения (РР) и задержать его в этом положении на время более 0,6 с, затем нажать на пусковой крючок до упора. В этом режиме в АРП отключаются блоки, запрещающие пуск ракеты по целям, похожим на фоновые образования (в комплексе "Игла-1" и схемы ограничения по минимальной угловой скорости цели).

При положительных результатах анализа АРП срабатывает, блокируется сигнал пуска на блок реле.

Блок реле предназначен для подачи напряжений по команде с АРП в пусковые ПАД, блока взведения и, после выхода на режим БИП, в пусковую СД.

НРЗ 1Л14-1 предназначен для формирования радиоимпульсов запроса в состав комплектов ответчиков "свой-чужой" воздушных целей, обработки и расшифровки ответных радиоимпульсов м выдачи сигнала оценки результатов опроса в АРП, блокирующего пуск ракеты по целям при поступлении сигнала "свой".

3.4. Взаимодействие элементов комплекса

Взаимодействие элементов комплекса целесообразно рассмотреть в два этапа:

- взаимодействие элементов комплекса до вылета ракеты из трубы;

- действие ракеты в полете.