При поступлении команды
«К бою!»
или самостоятельно после визуального обнару#
жения цели стрелок#зенитчик занимает стартовую позицию, принимает удобное для
стрельбы боевое положение и изготавливается к стрельбе. Определив исходные данные
для стрельбы и момент пуска ракеты, он приводит в действие НИП.
После производства накола НИП сжатый газ поступает в фотоприёмник ракеты
для охлаждения оптической головки самонаведения. Одновременно срабатывает батарея
электропитания, и напряжение с неё поступает в электронные блоки пускового меха#
низма, ракеты и пусковой трубы. Ротор гироскопа ОГС ракеты разгоняется за 5 с до
11
Рис. 13. Унифицированный
полевой тренажёр 9Ф635
Рис. 14. Учебнотренировочный комплект 9Ф663
100 об/с и арретируется (электрически стопорится), т. е. происходит согласование опти#
ческой оси ОГС ракеты с осью прицела пусковой трубы.
Если стрелок точно сопровождает цель через механический прицел пусковой тру#
бы, а сигнал цели мощнее сигнала фона и помех, то возможно проведение пуска ракеты
в одном из двух режимов («Автомат» или «Ручной») путём нажатия на пусковой крючок
пускового механизма.
После срабатывания стартового двигателя ЗУР вылетает из пусковой трубы со ско#
ростью до 28 м/с и угловой скоростью вращения до 20 об/с. После удаления ЗУР на бе#
зопасное для стрелка#зенитчика расстояние (не менее 5,5 м) срабатывает маршевый дви#
гатель ЗУР, который разгоняет её до скорости 570 м/с и поддерживает эту скорость в по#
лёте. Дальнейшее вращение ракеты на траектории полёта обеспечивается за счёт повёр#
нутых относительно продольной оси ракеты крыльев и дестабилизаторов.
В момент вылета ЗУР из трубы происходит раскрытие рулей и срабатывание поро#
хового управляющего двигателя, который осуществляет разворот ракеты на начальном
участке траектории по командам ОГС. Снимается первая ступень предохранения, а че#
рез 1–1,9 с и вторая, после чего боевая часть готова к действию.
В процессе слежения за целью ОГС формирует суммарный командный сигнал, ко#
торый поступает в рулевой отсек ракеты на рулевые машины и обеспечивает управление
ЗУР в полёте.
При попадании ракеты в цель срабатывает взрыватель боевой части, который по#
дрывает боевую часть, а взрывной генератор подрывает остатки топлива двигательной
установки.
В случае непопадания ракеты в цель по истечении 14–17 с происходит самоликви#
дация ЗУР.
Наведение ракеты на цель осуществляется по методу пропорционального сближения, при котором
управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии визирования раке#
та#цель. Сущность метода заключается в том, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования,
что обеспечит встречу ракеты с целью в упреждённой точке.
Система управления полётом предназначена для реализации выбранного метода наведения ракеты
на цель. В качестве измерителя угловой скорости линии визирования используется одноканальная гиро#
скопическая головка самонаведения. В основу построения бортовой аппаратуры заложен принцип одно#
канального управления вращающейся ракетой с работающими в релейном режиме рулями, позволяющи#
ми, используя вращение ракеты, создавать управляющую силу в любом направлении пространства.
На начальном участке траектории ракета летит не в упрежденную точку, а угловая скорость линии
визирования не равна нулю. Оптическая головка самонаведения измеряет эту угловую скорость и пропор#
ционально её величине формирует команду управления, исполняя которую, рули рулевого отсека создают
управляющую силу в нужном направлении пространства.
Под действием управляющей силы ракета разворачивается относительно центра масс. Появляю#
щиеся при этом углы атаки и скольжение создают результирующую подъёмную силу, которая изменяет
траекторию полёта ракеты таким образом, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования.
Метод пропорционального сближения обеспечивает попадание ракеты вблизи наиболее теплокон#
трастных элементов конструкции цели. При пусках ракет по реактивным самолётам центр попаданий ле#
жит в районе среза сопла двигателя. Однако, конструкция современных самолётов такова, что район сре#
за сопла является малоуязвимой областью для ракеты с боевой частью малой мощности. Для повышения
эффективности поражения в ракете предусмотрена схема смещения центра группирования попаданий
в направлении полёта самолёта, т. е. в его корпус. Схема смещения вырабатывает дополнительный сигнал,
который обеспечивает отклонение ракеты от среза сопла в корпус.