Теплова головка самонаведення є пасивною. реагує на теплове випромінювання мети. Вона виконує такі функції:
- здійснює захоплення і супровід цілі в будь-який час доби поза межами хмарності і під кутом не менше 20 ° до Сонця;
- формує керуючий сигнал для наведення ракети на ціль;
- видає цей сигнал на виконавчі механізми системи управління.
Теплове випромінювання мети фокусується оптичною системою головки в пляма (теплове зображення мети) малого діаметра. У фокальній площині оптичної системи встановлений модулирующий диск. Оптична система і модулирующий диск встановлені на роторі гіроскопа і обертаються разом з ним. Поки оптична вісь головки не збігається з лінією візування мети, модулирующий диск діє як переривник, перетворюючи безперервне теплове випромінювання мети в "пачки" імпульсів, наступних один за одним з частотою обертання модулюючого диска. Відхилення теплового плями від центру модулюючого диска залежить від кута між віссю головки і лінією візування (кута неузгодженості). Диск влаштований так, що амплітуда проходять крізь нього імпульсів теплової енергії пропорційна цьому відхиленню.
Друга координата відносного положення цілі (кут фазирования) визначає кутове положення теплового плями на площині, в якій обертається модулирующий диск, а отже, і фазу модулированного теплового випромінювання мети.
Промодулірованний по амплітуді і фазі потік теплової енергії надходить на фотосопротівленіе, встановлене за модулирующим диском. Фотосопротівленіе перетворює цей потік в електричний сигнал, званої сигналом неузгодженості. З фотосопротивления сигнал неузгодженості надходить на вхід підсилювача, а потім на обмотки корекційних котушок гіроскопа ТГС. Змінний струм, протікаючи по цим обмоткам, створює момент, під впливом якого гіроскоп, а разом з ним оптична система з модулирующим диском прецессирует в напрямку зменшення відхилення оптичної осі ТГС від лінії візування мети. Таким чином, виходить замкнутий контур автоматичного кутового супроводу мети. Сигнал неузгодженості в цьому контурі грає роль негативного зворотного зв'язку. Той же сигнал неузгодженості використовується і для управління польотом ракети. Для цього послідовно з обмотками корекційної котушки включені опору, падіння напруги на яких від струму корекції служить вхідним сигналом для координатного перетворювача. За допомогою останнього змінне напруга випрямляється і розкладається на дві складові в двох взаємно перпендикулярних площинах, конструктивно суміщених з площинами рулів 1-го і 2-го каналів управління ракети.
Далі два магнітних підсилювача перетворять сигнали координатного перетворювача в керуючі струми, які впливають на приводи керма ракети. Ракета під впливом аеродинамічного моменту, що виникає при переміщенні рулів, розгортається в потрібному напрямку, орієнтуючись на мету.
Оптична система головки є дзеркально-линзовой і призначена для уловлювання і фокусування теплового випромінювання мети в площині модулюючого диска. Обтічник 1 жорстко пов'язаний з корпусом головки і являє собою частину порожнистої сфери. Інші елементи оптичної системи (за винятком фотосопротивления) жорстко пов'язані з ротором гіроскопа і обертаються разом з ним. Фотосопротівленіе 7 закріплено у внутрішньому кільці гіроскопа і відхиляється разом з кільцем на кути спостереження головки для того, щоб поверхня фотосопротивления залишалася перпендикулярної оптичної осі. Сферичне дзеркало 8 виконано з оптичного скла і має зовнішнє алюминирование. Лінза-тримач 4, будучи елементом оптичної системи, одночасно служить для кріплення плоского дзеркала 2 і бленди 3 на роторі гіроскопа. Бленда 3 закриває лінзу 4 від попадання на неї прямих променів (крім променів, що йдуть від дзеркала 2), оберігаючи фотосопротівленіе від прямої засвічення. Діафрагма 5 зменшує відблиски і покращує якість зображення в площині модулюючого диска. Модулирующий диск призначений для модуляції теплового випромінювання мети, що приходить на фотосопротівленіе. Завдяки модулюючій диску сигнал неузгодженості, що виробляється головкою самонаведення, несе в собі інформацію про кутові координатах цілі: вугіллі неузгодженості і вугіллі фазирования.
Як приймач теплового випромінювання мети, що перетворює це випромінювання в електричні сигнали, в голівці використовується сірчистої-свинцюваті фотосопротівленіе. Воно володіє максимальною чутливістю до теплового потоку з довжиною хвилі 2.4 -2.5мк. Перед фотосопротівленіем розташований германієвого оптичний фільтр, що затримує всі промені з довжиною хвилі до 1.8мк, в тому числі і промені видимої частини спектру. Під дією променевої енергії відбувається зміна електропровідності фотосопротивления. Падіння напруги на змінному опорі посилюється електронним підсилювачем, що складається з декількох каскадів. У підсилювач входять також два фільтри. Один з них налаштований на несучу частоту fн = 800Гц, другий - на частоту обвідної - 66Гц. Кожен фільтр пропускає електричні сигнали тільки тієї частоти, на яку він налаштований. Це дозволяє виділити слабкий сигнал неузгодженості на загальному тлі перешкод. Навантаженнями підсилювача є корекційні котушки гіросістеми і координатний перетворювач. Котушки змушують гіроскоп прецессировать в напрямку мети. Напруга, що знімається з електронного підсилювача, містить інформацію про відносне положення цілі в сферичної системі координат, пов'язаної з ракетою. Параметрами сигналу, що визначають координати цілі, є його амплітуда і фаза. Оскільки ракета управляється системою рулів, розташованих в двох взаємно перпендикулярних площинах, керуючий сигнал з полярної системи координат повинен бути перетворений в прямокутну, жорстко пов'язану з площинами рулів. Функцію розкладання сигналу на складові виконує координатний перетворювач. Перетворювач являє собою електронний синусно-косінусний блок, що складається з двох однакових частин, які обслуговують 1-й і 2-й канали управління. Робота координатного перетворювача заснована на порівнянні фази сигналу неузгодженості з фазами двох опорних напруг. Опорні напруги виробляються спеціальними генераторами (ГОН), що входять до складу гіросістеми. Керуючі сигнали з координатного перетворювача надходять на два однакових магнітних підсилювача. Їх призначення полягає в посиленні сигналів по потужності до рівня достатнього для роботи рульових приводів.
Гіросістема головки самонаведення є триступеневої гіроскоп з корекцією. Він входить складовою частиною в канал супроводу мети. Ротором гіроскопа служить рухається в змінному магнітному полі постійний магніт 9 еліптичної форми, укріплений в карданном підвісі. Внутрішнє кільце 6 карданного підвісу є внутрішньою рамкою гіроскопа, а зовнішнє - 10 його зовнішньою рамкою. Поворот внутрішнього кільця на кут забезпечує магніту свободу рухів в одній площині (поворот навколо поперечної осі ракети), на кут - в іншій площині (поворот навколо другої поперечної осі). Крім того, магніт, будучи встановленим на двох шарикопідшипниках 5, напресованих на вісь, пов'язану з внутрішнім кільцем карданного підвісу, має можливість обертатися в третій площині (власне обертання гіроскопа). Разом з магнітом обертаються закріплені на загальній осі дзеркала 7 і 23 оптичної системи і модулирующий диск 21. фотосопротівленіем 20 закріплено у внутрішньому кільці 6 карданного підвісу і може, отже, повертатися щодо корпусу ракети на кути і.
Керуючі елементи гіроскопа розташовані на нерухомому каркасі. До них відносяться:
чотири котушки 14, що створюють обертове магнітне поле, яке взаємодіючи з постійним магнітом, викликає обертання гіроскопа. Двигун, утворений за такою схемою, є синхронним. Харчування на котушки подається з літака-носія. Після пуску ракети гіроскоп обертається по інерції.
чотири котушки 11 з підмагнічуванням, службовці для запуску гіроскопа і стабілізації його обертання.
дві циліндричні котушки 3 і 13, які відіграють роль електричного аретира. Призначення аретира полягає в тому, щоб утримувати вісь гіросістеми (отже, вісь головки самонаведення) в положенні, що збігається з віссю ракети, до кінця ділянки "обнулення". При відхиленні осі ротора гіроскопа від поздовжньої осі ракети в котушках 3 і 13 постійний магніт 9 индуктирует ЕРС, що подається в підсилювач. Звідти напруга надходить на корекційну котушку 16, магнітне поле якої взаємодіючи з полем постійного магніту, повертає ротор в початкове положення.
чотири котушки 15 генераторів опорних напруг. Котушки розташовані зі зрушенням на 90 ° одна відносно іншої, а протилежні з'єднані. При перетині витків обмоток силових лініях магнітного поля постійного магніту в наводяться ЕРС, зсунуті між собою по фазі на 90 °. Ці ЕРС використовуються в координатному перетворювачі.
корекційна котушка 16 циліндричної форми. Котушка підключена до виходу електронного підсилювача. Струм, що протікає по котушці, що викликається сигналом неузгодженості, створює магнітне поле, що змушує постійний магніт 9 (ротор гіроскопа) повертатися (прецессировать) навколо осей карданного підвісу 8 і 19. При цьому оптична вісь головки самонаведення повертається в бік цілі.
Тактико-технічні характеристики
Максимальна дальність захоплення цілі (типу ІЛ-28) на висоті понад 15 км при ракурсі 0/4, м