Патент на изобретение №2170907

(54) СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ ПРИ АТАКЕ СКОРОСТНЫХ ЦЕЛЕЙ ИСТРЕБИТЕЛЕМ ПО СПРЯМЛЕННОЙ ТРАЕКТОРИИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

(57) Реферат:

Изобретение относится к прицельной технике и предназначено для реализации управления истребителем, обеспечивающим атаку скоростных целей. Технический результат – уменьшение потребных нормальных ускорений. В способе дополнительно прогнозируют на время выхода атакующего истребителя на границу области эффективного применения оружия координаты положения и параметры движения истребителя и цели, значение вектора ее дальности относительно истребителя, саму дальность эффективного применения оружия. Прогнозируют дополнительно вектор дальности упрежденного положения цели на суммарное время выхода истребителя на границу указанной области эффективного применения оружия и полета снаряда, пущенного с границы этой области до встречи с целью. Направляют полет истребителя в процессе атаки по предлагаемому способу вдоль указанного вектора дальности упрежденного на суммарное время выхода истребителя на границу области эффективного применения оружия и полета снаряда, положения цели, что при нулевых ошибках прицеливания и соответствии движения скоростной цели прогнозу обеспечивает атаку по спрямленной траектории, то есть не только при минимуме потребных нормальных ускорений, но и при максимуме быстродействия, и возможность ведения прицельной заградительной стрельбы по цели при пересечении истребителем границы области эффективного применения оружия. Устройство, реализующее способ, содержит бортовые системы автоматического сопровождения целей, бортовые датчики текущих координат и параметров полета истребителя, микропроцессорные блоки экстраполяции движения цели, экстраполяции движения истребителя, баллистики, вычисления прогнозируемой дальности эффективного применения оружия, прицельно-пилотажный индикатор, задатчик типа снарядов и его баллистических и аэродинамических характеристик, специальный вычислитель, включающий сумматор, два компаратора, умножитель, двухканальный ключ и др., соединенные между собой вполне определенным образом. 2 с.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к прицельной технике и предназначено для реализации управления истребителем, обеспечивающего атаку скоростных целей с меньшими потребными нормальными ускорениями.

Патентный поиск в ВПТБ по классификации “Прицелы и их детали”, МПК F 41 G 1/00-1/54, 3/16, 3/24, 11/00, не позволил найти явных ни аналогов, ни прототипа. Поэтому в качестве прототипа взят способ атаки воздушных целей, изложенный в [1].

Истребитель атакует скоростные воздушные цели по так называемой “кривой атаки” [1, с. 101-104]. На фиг. 1 представлена векторная схема существующего способа прицеливания, где И(0) – истребитель, который летит со скоростью V₁(0) и ускорением j₁(0), Ц(0) – цель, летящая со скоростью V_ц(0) и маневрирующая с ускорением j_ц(0). Цель сопровождают с помощью бортовых радиолокационной или/и оптической систем 1 самолета-истребителя (фиг. 3) и определяют при этом [1, с. 42-47, 151-155]:
– вектор текущей дальности до цели D(0)
D(0) = (D(0),(0),(0)), (1)
где D(0) – модуль вектора дальности, измеряемый дальномерным каналом – первый выход блока 1;
(0),(0) – углы ориентации системы координат О(0)X_DY_DZ_D, связанной с антенной (головкой) радиолокационной (оптической) бортовой системы относительно конструкции самолета-истребителя (связанной с истребителем системы координат И X₁Y₁Z₁), измеряемыe с помощью, например, потенциометрических датчиков угломерных каналов – второй и третий выходы блока 1, соответственно;
– первую и вторую производные от вектора дальности D(0)
dD(0)/dt = dD(0)/dt+(0)D(0) (2)
d²D(0)/dt²= d(dD(0)/dt/dt+(0)(dD(0)/dt, (3)
где dD(0)/dt, d(dD(0)/dt)/dt – первая и вторая локальные производные измеряемого вектора дальности D(0);
(0) – вектор абсолютной угловой скорости вращения вектора D(0), измеряемый по составляющим _XD(0),_YD(0),_ZD(0) в проекциях на оси системы координат О(0)X_DY_DZ_D с помощью, например, скоростных гироскопов, устанавливаемых на антенне (головке) радиолокационной (оптической) бортовой системы – четвертый, пятый и шестой выходы блока 1;
(0)D(0),(0)(dD(0)/dt) – векторные произведения соответствующих величин.

Векторные уравнения (2) и (3) имеют наиболее простые скалярные выражения в проекциях на оси правой прямоугольной системы координат О(0)X_DY_DZ_D


где D(0)=dD(0)/dt, D(0) = d²D(0)/dt² – скорости и ускорения сближения с целью, получаемые соответственно при первом (дифференциатор 3, фиг. 3) и втором (дифференциатор 6) дифференцировании скалярной величины текущей дальности D(0);
_YD(0) = d_YD(0)/dt,_ZD(0) = d_ZD(0)/dt – производные (угловые ускорения) соответствующих угловых скоростей (дифференциаторы 4 и 5, соответственно).

Измеряют текущие значения параметров полета самолета-истребителя, а именно:
– воздушную скорость V₁(0), например, с помощью существующего датчика 7 типа ДВС;
– углы атаки _AT(0) и скольжения _CK(0), например, с помощью существующих аэрометрических датчиков 9 и 15 типа ДУА, ДУС;
– линейные ускорения j_1X1(0), j_1Y1(0), j_1Z1(0) с помощью блока акселерометров 2, установленных осями чувствительности вдоль строительных осей самолета ИX₁, ИY₁, ИZ₁, образующих упомянутую выше правую прямоугольную систему координат ИX₁Y₁Z₁, связанную с самолетом;
– высоту истребителя Н(0) с помощью барометрического датчика 18 типа ДВ;
– значения углов курса (0), тангажа (0) и крена (0) с помощью гироинерциальной курсовертикали 17 типа ИКВ.

В микропроцессорном блоке экстраполяции движения цели 8 (фиг. 3) вычисляют по составляющим в системе координат О(0)Х_DY_DZ_D:
– вектора скорости и ускорения самолета-истребителя
[V₁(0)]_D=M_D-1[V₁(0)]₁; (6)
[j₁(0)]_D=M_D-1[j₁(0)]₁, (7)
где M_D-1 – матрица перехода от системы координат ИX₁Y₁Z₁, связанной с самолетом-истребителем, к системе координат О(0)Х_DY_DZ_D,

[V₁(0)]₁=V⁰₁(0)V₁(0); (9)

где [V₁⁰(0)] ₁ – орт вектора воздушной скорости самолета-истребителя, выраженный по составляющим в системе координат ИX₁Y₁Z₁, связанной с самолетом-истребителем, то есть текущее фактическое направление его полета;


– вектора скорости и ускорения цели
[V_Ц(0)_D=[V₁(0)_D+[dD(0)/dt]_D; (13)
[j_Ц(0)]_D=[j₁(0)]_D+[d²D(0) /dt²]_D; (14)
– вектора линейного упреждения [L_Ц(Т)]_D и дальность упрежденного положения цели [D_Ц(Т)]_D по алгоритмам прогнозирования, соответствующим, например, ряду Тейлора-Маклорена
[L_Ц(T)]_D=[V_Ц(0)]_DT[j_Ц(0)] T²/2+…; (15)
[D_Ц(T)]_D – [D(0)]_D+[L_Ц(T)]_D, (16)
на время Т прогноза.

На входы микропроцессорного блока экстраполяции движения цели 8 подают информацию (фиг. 3):
– первый – с выхода дифференциатора 3 о скорости сближения с целью D(0);
– второй – с выхода дифференциатора 6 об ускорении сближения с целью D(0);
– третий – с выхода датчика 7 воздушной скорости истребителя V₁(0);
– четвертый – с выхода датчика 15 угла скольжения истребителя _CK(0);
– пятый – с выхода датчика 9 угла атаки истребителя _AT(0);
– шестой – с отрицательного выхода компаратора 13 об уменьшении времени Т экстраполяции;
– седьмой – с положительного выхода компаратора 13 об увеличении времени Т экстраполяции;
– восьмой, девятый и десятый – с выходов 3, 2 и 1 блока акселерометров 2 об ускорениях самолета-истребителя j_1Z1(0), j_1Y1(0), j_1X1(0), соответственно;
– одиннадцатый, двенадцатый и пятнадцатый – с выходов 6, 5 и 4 бортовых радиолокационных или(и) оптических систем 1 об абсолютных угловых скоростях _ZD(0),_YD(0),_XD(0) вращения вектора D(0), соответственно;
– тринадцатый и четырнадцатый – с выходов дифференциаторов 5 и 4 об угловых ускорениях _ZD(0),_YD(0) вектора D(0), соответственно;
– шестнадцатый, семнадцатый и восемнадцатый – с выходов 3, 2 и 1 бортовых радиолокационных или(и) оптических систем 1 об углах (0),(0) ориентации антенны (головки) радиолокационной (оптической) бортовой системы относительно конструкции самолета-истребителя и о модуле дальности до цели D(0), соответственно.

В микропроцессорном блоке баллистики 16 (см. фиг. 3) методом интегрирования известных дифференциальных уравнений движения снаряда
Y() = F(C,Y(),U()), (17)
где Y(),Y() – фазовые координаты движения снаряда и их производные;
С – баллистические (аэродинамические) характеристики снаряда;
U() – закон управления снарядом (для неуправляемых снарядов U());
F(. . . ) – известная, в общем случае нелинейная векторная функция, в форсированном масштабе времени

где Y(0) – измеренные начальные условия, вычисляют прогнозируемое на время Т положение снаряда [D_С(T))_Bg по составляющим в стабилизированной горизонтированной связанной с воздухом системе координат И(0)XY_gZ (начало связано с мгновенным текущим положением самолета-истребителя, ось Y_g направлена вертикально вверх)


где V_1X(0), V_1Yg(0), V_1Z(0) – проекции вектора скорости истребителя в текущее мгновение времени на оси системы координат И(0)XY_gZ;
X(Т), H(Т), Z(T) – расчетные конечные координаты снаряда в базисе И(0)XY_gZ.

Для представления вектора [D_C(T)]_Bg в системе координат О(0)X_DY_DZ_D используют матрицу перехода М_D-Bg
М_DD-Bg=М_D-1M_1-Bg; (21)

[D_C(T)]_D=М_D-Bg[D_C(T)]_Bg (23)
На входы микропроцессорного блока баллистики 16 вводят (см. фиг. 3) информацию:
– первый – с положительного выхода компаратора 13 об увеличении времени T интегрирования задачи баллистики;
– второй – с отрицательного выхода компаратора 13 об уменьшении времени Т интегрирования задачи баллистики;
– третий – с выхода датчика 9 угла атаки истребителя _AT(0);
– четвертый – с выхода датчика 15 угла скольжения истребителя _CK(0);
– пятый – с выхода датчика 7 воздушной скорости истребителя V₁(0);
– шестой, седьмой и восьмой – с выходов 1, 2 и 3 гироинерциальной курсовертикали 17 об углах курса (0), тангажа (0) и крена (0), соответственно;
– девятый – с выхода барометрического датчика 18 высоты H(0);
– десятый – с задатчика 19 типа снарядов о баллистических (аэродинамических) характеристиках применяемого снаряда С.

С первого выхода микропроцессорного блока экстраполяции движения цели 8 сигнал [D_Ц(Т)]_D подают на первые входы трехканального сумматора 10 (см. фиг. 3), на вторые входы которого подают сигнал [D_C(T)]_D с выхода микропроцессорного блока баллистики 16. На выходе трехканального сумматора 10 получают по составляющим значение вектора (Т) – цель-снаряд (см. фиг. 1):
[(T)]_D= [D_Ц(T)]_D-[D_C(T)]_D. (24)
Системы уравнений 2-8, 11, 13-25 решают совместно в форсированном масштабе времени, причем систему 15-25 итерационным методом, например методом дихотомии, то есть половинного деления, до тех пор пока скалярное произведение

где _XD(T),_YD(T),_ZD(T) – проекции вектора (Т) на оси системы координат O(0)X_DY_DZ_D,
реализуемое трехканальным умножителем 11 и сумматором 12, не изменит свой знак на выходе компаратора 13 на противоположный. Условие смены знака на выходе компаратора 13 отражает нахождение экстремума, а точнее, минимума min значения вектора (T), цель-снаряд при котором

где Т_У – время полета снаряда до цели (траверза цели);
D_Ц(T_У) – дальность упрежденного положения цели;
_XD,_YD,_ZD – составляющие промаха снаряда, две последние из которых _YD,_ZD подаются на прицельно-пилотажный индикатор 20 летчику как ошибки прицеливания (фиг. 2).

Трехканальный сумматор 10, трехканальный умножитель 11, сумматор 12 и компаратор 13, таким образом, представляют собой специализированный вычислитель 25 (см. фиг. 3), обеспечивающий, как изложено выше, совместное итерационное решение задач баллистики и экстраполяции движения цели, а также формирование сигналов ошибок прицеливания _YD,_ZD.
Летчик, управляя самолетом-истребителем, совмещает прицельную марку (яркую точку) с центром неподвижного перекрестия прицельно-пилотажного 20 индикатора (фиг. 2), чем сводит ошибку прицеливания к нулю
0 (27)
и далее в процессе атаки, непрерывно удерживая ее в центре перекрестия
= 0, (28)
направляет caмoлет-иcтpeбитeль, таким образом, в мгновенную расчетную точку встречи снаряда с целью Ц(Т_У), но снаряд, естественно, на больших дальностях не пускает. Сближаясь в течениe времени Т_С с целью, истребитель летит по упомянутой выше кривой атаки с некоторым нормальным ускорением j₁, достигает дальности эффективного применения оружия D_ЭФ(O_Р,V_Ц(0),D(T_С),V₁(0), H(0)):
D(0)D_ЭФ((O_Р,V_Ц(0),D(T_С), V₁(0),H(0)), (29)
где D_ЭФ(…) – известная функция векторно-скалярных аргументов, и только после этого открывают “огонь”, то есть пускают реальный снаряд. Функция (29) реализуется в форсированном масштабе времени микропроцессорным блоком 14 вычисления дальности эффективного применения оружия, на входы которого подают (см. фиг. 3) информацию:
– первый – с третьего выхода микропроцессорного блока экстраполяции движения цели 8 о векторе скорости цели V_Ц(0);
– второй – с выхода датчика 7 о воздушной скорости истребителя V₁(0);
– третий, четвертый – с выходов датчиков 15, 9 об углах скольжения _CK(0) и атаки _AT(0) самолета-истребителя, соответственно;
– пятый – с выхода датчика барометрического высотомера 18 Н(0);
– шестой – с выхода задатчика 19 типа снарядов о баллистических (аэродинамических) характеристиках применяемого снаряда С.

Выход микропроцессорного блока 14 вычисления дальности эффективного применения оружия соединен со вторым входом прицельно-пилотажного индикатора 20.

Скорость снаряда, пускаемого с истребителя вперед, быстро возрастает и значительно превосходит свое начальное значение V₁(0), то есть скорость самолета-истребителя. При большой скорости снаряда прогнозируемое время полета снаряда Т_У невелико. Вектор линейного упреждения цели L_Ц(T_У) мал, поскольку не учитывается время сближения Т_С истребителя с целью. Указанное несоответствие постановки и формализации задачи атаки ее фактическому содержанию и порождает основной недостаток существующего способа прицеливания: самолет-истребитель вынужден на этапе атаки, когда снаряды еще не применяются, отрабатывать это “недоупреждение” собственным маневром.

Предлагается устранить указанный недостаток путем приведения постановки и формализации задачи прицеливания при атаке скоростных целей ее фактическому содержанию и внедрению, таким образом, дополнительных технологических операций в процесс прицеливания, в соответствии с которыми:
а) прогнозируют, например, с помощью ряда Тейлора-Маклорена координаты упрежденного положения [D₁(T_С)]_D, H(Т_C) и скорость [V₁(T_C)]_D самолета-истребителя на время Т_C выхода его на границу области эффективного применения оружия D_ЭФ (фиг. 4)
[D₁T_C]_D=0+[V₁(0)]_DT_C+…; (30)
H(T_C)=H(0)+M^T_1-BgM^T_D-1[D₁(T_C)]_D)Y⁰_g; (31)
[V₁(T_C)]_D=[V₁(0)_D+…, (32)
где H(Т_C) – прогнозируемая высота применения оружия, определяемая с учетом того, что Y⁰_g – орт вертикали;
М^T_1-Bg, М^T_D-1 – транспонированные матрицы (22) и (8), соответственно,
для чего в устройство (фиг. 5) дополнительно включают микропроцессорный блок 24 экстраполяции движения самолета-истребителя, на входы которого вводят информацию:
– на первый, второй и третий – с выходов датчика 7 о воздушной скорости истребителя V₁ (0), датчиков 9, 15 об углах атаки _AT(0) и скольжения _CK(0) самолета, соответственно;
– на четвертый – с выхода датчика 18 о текущей барометрической высоте H(0);
– на пятый, шестой и седьмой – с третьего, второго и первого выходов гироинерциальной курсовертикали 17 о текущих значениях углов крена (0), тангажа (0) и курса (0), соответственно;
– восьмой и девятый – с третьего и второго выходов бортовых радиолокационных или(и) оптических систем 1 об углах (0) и (0) ориентации антенны (головки) радиолокационной (оптической) бортовой системы относительно конструкции самолета-истребителя, соответственно;
– десятый, одиннадцатый и двенадцатый – с третьего, второго и первого выходов блока акселерометров 2 об ускорениях самолета-истребителя j_1Z1(0), j_1Y1(0), j_1X1(0), соответственно;
– тринадцатый – с выхода сумматора 10а о текущем значении вычисляемого в процессе итерационного поиска времени Т_Ci;
на выходах микропроцессорного блока 24 экстраполяции движения самолета-истребителя в форсированном масштабе времени формируются:
– первом – прогнозируемое на время Т_C значение [V₁(T_C)]_D вектора скорости самолета-истребителя;
– втором – прогнозируемое на время Т_C значение H(Т_C) – высоты применения оружия;
б) в микропроцессорном блоке 8 экстраполяции движения цели (фиг. 5) в форсированном масштабе времени прогнозируют дополнительно:
на суммарное время (Т_С + Т_У):
– вектор линейного упреждения цели [L_Ц(Т_С + Т_У)]_D, например, с помощью выражения типа (15)
[L_Ц(T_С + T_У)_D = [V_Ц(0)]_D (Т_C + Т_у) + [j_Ц(0)]_D(Т_С + Т_У)²/2+ …, (33)
– вектор дальности упрежденного положения цели [D_Ц((Т_С + Т_У))]_D, например, с помощью выражения типа (16)
[D_Ц(Т_С + T_У)]_D = [D(0)]_D + [L_Ц(Т_С + T_У)D_D, (34)
в том числе модуль вектора упрежденного положения цели

и его орт [D_Ц⁰((T_С + T_У))]_D

– разность между текущими значениями ортов [V⁰₁(0)]_D – скорости самолета-истребителя и [D⁰_Ц((Т_С + Т_У))]_D – вектора упрежденного положения цели как итерационно вычисляемую ошибку прицеливания в угловой мере (см. фиг. 5) по составляющим _УD и _ZD:
[V⁰₁(0)]_D[D⁰_Ц(T_C+T_У)]_D (37)


на время Т_С:
– векторов скорости V_Ц(T_C)
V_Ц(Т_С)=V_Ц(0)+j_Ц(0) T_С; (40)
– ускорения j_Ц(T_С)
j_Ц(T_С)=j_Ц(0); (41)
– линейного упреждения цели L_Ц(Т_С)
L_Ц(T_C) = V_Ц(0)Т_С + j_Ц(0)T²_С; (42)
и прогнозируемой дальности [D(Т_С)]_D от истребителя до цели
[D(T_С)]_D = [D(0)]_D + [L_Ц(Т_С)]_D – [D⁰_Ц(T_С + T_У]_DV₁(0)T_C; (43)
в микропроцессорном блоке 8 экстраполяции движения цели определяют также с помощью зависимости (47) баланс времени T_Ci, для чего на его входы дополнительно подают (фиг. 5):
– девятнадцатый – со второго выхода микропроцессорного блока 16 баллистики непрерывно уточняемое расчетное значение времени Т_У;
– двадцатый – с выхода сумматора 10а итерационно уточняемое значение времени Т_С;
– двадцать первый – с отрицательного выхода компаратора 22 о завершении итерационного процесса на данном шаге решения задачи прицеливания;
– двадцать второй – с выхода микропроцессорного блока 14 вычисления прогнозируемой дальности эффективного применения оружия D_ЭФ(Т_С);
на выходах микропроцессорного блока 8 экстраполяции движения цели в форсированном масштабе времени формируются:
– четвертом – текущее итерационное значение невязки по времени T_Ci;
– пятом – предыдущее итерационное значения Т_С(i-1) времени Т_С;
– шестом – текущее вычисляемое значение угла (см. фиг. 4) между фактическим направлением полета самолета-истребителя [V⁰₁(0)]_D и вычисляемого итерационным методом ортом [[D⁰_Ц((T_С + Т_У))]_D упрежденного положения цели по составляющим _YD и _ZD;
– седьмом – прогнозируемое на время Т_C значение [V_Ц(Т_С)]_D вектора скорости цели;
в) определяют в форсированном масштабе времени прогнозируемую дальность эффективного применения оружия D_ЭФ(Т_С), в частности по (29), как границу прогнозируемой области эффективного применения оружия
D_ЭФ(Т_С)=D_ЭФ((O_Р,V_Ц(Т_С), D(Т_С), V₁(Т_C),H(Т_C)), (44)
для чего в микропроцессорный блок 14 вычисления дальности эффективного применения оружия вводят (см. фиг. 5):
– на первый вход – значение прогнозируемого вектора скорости V_Ц(Т_С) цели с седьмого выхода микропроцессорного блока 8 экстраполяции движения цели вместо V_Ц(0), который подавался (фиг. 3) с третьего выхода блока 8;
– на второй, третий и четвертый входы – значение прогнозируемого вектора скорости истребителя V₁(T_C) с первого выхода микропроцессорного блока 24 экстраполяции движения самолета-истребителя вместо V₁(0), который подавался по составляющим с выходов датчиков 7, 9, 15;
– на пятый вход – прогнозируемое значение барометрической высоты H(Т_C) со второго выхода микропроцессорного блока 24 экстраполяции движения самолета-истребителя вместо H(0), которое подавалось с выхода датчика 18;
г) решая задачу баллистики в форсированном масштабе времени определяют время Т_У полета снаряда до встречи с целью, который будет пущен с границы области эффективного применения оружия D_ЭФ(Т_С) в упрежденную точку Ц(Т_С+Т_У) встречи
Т_У=Т_У((О_Р,D_ЭФ(Т_С),H(Т_С)), (45)
для чего в микропроцессорный блок 16 баллистики дополнительно (фиг. 5) вводят:
– на двенадцатый вход – значение D_ЭФ(Т_С) с выхода микропроцессорного блока 14 вычисления прогнозируемой дальности эффективного применения оружия;
– на девятый вход – значение H(Т_C) со второго выхода микропроцессорного блока 24 экстраполяции движения самолета-истребителя вместо H(0), которое подавалось с выхода датчика 18;
д) направляют расчетный полет самолета-истребителя V⁰_1ТР(0) вдоль орта D⁰_Ц(Т_С + Т_У) упрежденного на суммарное время (Т_С + Т_У) положения цели
V⁰_1ТР(0)=D⁰_Ц(Т_С+Т_У) (46)
и проверяют условие замкнутости векторного треугольника (фиг. 4) И(Т_С)Ц(Т_С)Ц(Т_С + Т_У) по факту итерационного приближения D(T_С) -D_ЭФ(Т_С), то есть невязку T_Ci в балансе времени Т_С

Системы уравнений(2)-(8), (13),(14) и (30), (31), (33)-(36), (38)-(40), (42)-(45), (47), (48) решают совместно в форсированном масштабе времени, причем систему (30), (31), (33)-(36), (38)-(40), (42)-(45), (47), (48) тоже итерационным способом, для нахождения неизвестного значения Т_С – времени сближения самолета-истребителя, летящего со скоростью V₁(0) до выхода на границу области эффективного применения оружия.

Итерационный поиск осуществляют тоже методом дихотомии, когда очередное приближение Т_С вычисляется по формуле
T_C= T_C(i-1)+T_Ci/2. (48)
Реализация управления итерационным процессом осуществляется специальным вычислителем 25, состоящим из одноканального сумматора 10а (вместо трехканального сумматора 10), компаратора 13, дополнительного компаратора 22, двухканального ключа 23 и умножителя 21. На второй и первый входы сумматора 10а с четвертого и пятого выходов микропроцессорного блока 8 экстраполяции движения цели подают, соответственно, текущее итерационное значение невязки T_Ci/2 и предыдущее итерационное Т_С(i-1) значения Т_С. Выход сумматора 10а, в котором реализуется зависимость (48) для уточняемого в процессе каждого шага итерации значения Т_С, связан одновременно с двадцатым входом микропроцессорного блока 8 экстраполяции движения цели, тринадцатым входом микропроцессорного блока 24 экстраполяции движения самолета-истребителя и входом компаратора 13, который используется по новому назначению – для выдачи с отрицательного выхода на второй вход прицельно-пилотажного индикатора 20 сигнала “Огонь” при достижении Т_С нулевого значения.

Итерационный процесс продолжается вплоть до выполнения условия точности
(T_Ci/2)²(T_C)²_ДОП/4, (49)
где (T_C)_ДОП – заданный допуск на точность определения параметра Т_С (на фиг. 5 обозначен “С” у первого входа компаратора 22).

При завершении итерационного вычислительного процесса
Т_С=Т_Ск; (50)
Т_У=Т_Ук; (51)
_УD= _УDк; (52)
_ZD= _ZDк; (53)
где Т_Ук – уточненное в процессе итерации время полета снаряда;
_УDк,_ZDк – уточненные в процессе итерации составляющие ошибки прицеливания по предлагаемому способу, которые подаются вместо _YD,_ZD (по прототипу) на индикатор 20 для управления прицельной маркой (см. фиг. 2).

Летчик, как и раньше, управляя самолетом, совмещает прицельную марку с центром неподвижного перекрестия, сводит ошибки прицеливания к нулю, но атака при этом осуществляется по предлагаемому способу прицеливания – вектор скорости истребителя V₁(0) ориентируется вдоль вектора D_Ц(Т_С+Т_У) упрежденной на суммарное время сближения Т_С – выхода истребителя на границу области эффективного применения оружия D_ЭФ(Т_С), и Т_У – время полета снаряда, пущенного с границы этой области до встречи с целью Ц(Т_С+Т_У).

Зависимость (49) реализуется умножителем 21 и компаратором 22. На оба входа умножителя 21 с четвертого выхода микропроцессорного блока 8 экстраполяции движения цели подается сигнал T_Ci/2. С выхода умножителя 21 величина (T_Ci/2)² подается на второй вход компаратора 22, где сравнивается с константой (T_C)²_ДОП/4, поданной на его первый вход. Если невязка T_Ci по модулю меньше заданного допуска T_C, то с отрицательного выхода компаратора 22 сигнал завершения итерационного процесса подается одновременно на двадцать первый вход микропроцессорного блока 8 экстраполяции движения цели и на первый управляющий вход двухканального ключа 23 для передачи вычисленных (52) и (53) ошибок прицеливания _УDк,_ZDк с шестого выхода микропроцессорного блока 8 экстраполяции движения цели на первый вход прицельно-пилотажного индикатора 20.

Атака самолета-истребителя по предлагаемому способу при = 0 и при точном соответствии движения скоростной цели прогнозу осуществляется по спрямленной траектории И(0)И(Т_С), то есть обеспечивается не только минимум потребных нормальных ускорений, но и максимум быстродействия и возможность ведения заградительной стрельбы по цели при пересечении самолетом-истребителем границы области эффективного применения оружия, что и является целевой функцией предлагаемого изобретения.

Перечень графических материалов:
фиг. 1 – схема векторная существующего способа прицеливания при атаке скоростных целей по кривой атаки;
фиг. 2 – прицельная индикация;
фиг. 3 – схема структурная существующего способа прицеливания при атаке истребителем скоростных целей по кривой атаки;
фиг. 4 – схема векторная предлагаемого способа прицеливания при атаке истребителем скоростных целей по спрямленной траектории;
фиг. 5 – схема структурная предлагаемого устройства прицеливания при атаке истребителем скоростных целей по спрямленной траектории.

Источники информации
1. Балуев В. М. , Мубаракшин Р.В. и др. Воздушная стрельба и прицелы. Учебник, издание Военно-воздушной академии им. проф. Н.Е. Жуковского, 1958. Используется в качестве ближайшего аналога – с. 42-47, 101-104 – способу; с. 151-155 – устройству.

2. Булинский В.А. Динамика маневрирования самолета-истребителя в воздушном бою.- M.: Военное издательство МО, 1957.

Формула изобретения

1. Способ прицеливания при атаке скоростных целей истребителем по спрямленной траектории, заключающийся в том, что цель сопровождают с помощью бортовых радиолокационных или/и оптических систем и при этом определяют текущие значения векторов ее относительной дальности, скорости и линейного ускорения, измеряют текущие значения барометрической высоты, углы курса, тангажа, крена, составляющие векторов линейного ускорения и воздушной скорости самолета-истребителя, вычисляют текущие значения воздушной скорости и полного линейного ускорения цели, в форсированном масштабе времени решают задачу экстраполяции движения цели – прогнозируют на время полета снаряда значение вектора дальности упрежденного положения цели, в форсированном масштабе времени решают задачу баллистики – определяют прогнозируемые время и упрежденную дальность полета снаряда до цели при заданных начальных условиях пуска, задачи экстраполяции движения цели и баллистики решают совместно итерационным способом, выявляя прогнозируемые условия их встречи, то есть условия пересечения прогнозируемых траекторий снаряда и цели в трехмерном пространстве в один и тот же момент времени, определяют при этом ошибки прицеливания и индицируют их летчику на прицельно-пилотажном индикаторе в виде прицельной марки, смещенной относительно неподвижного перекрестия, управляя истребителем, совмещают прицельную марку с центром перекрестия и удерживают ее там в процессе атаки, чем обеспечивают нулевые значения ошибкам прицеливания, вычисляют дальность эффективного применения оружия, чтобы при сближении с целью на эту дальность открыть огонь, отличающийся тем, что дополнительно прогнозируют на время выхода атакующего истребителя на границу области эффективного применения оружия координаты положения и параметры движения истребителя, а также значения векторов скорости и линейного упреждения цели, вектора ее дальности относительно истребителя, выходящего на границу области эффективного применения оружия, саму дальность эффективного применения оружия, прогнозируют дополнительно вектор дальности упрежденного положения цели на суммарное время выхода истребителя на границу указанной области эффективного применения оружия и полета снаряда, пущенного с границы этой области до встречи с целью, расширенную систему задач, включающую задачи прогнозирования движения самолета-истребителя и прогнозирования границ области эффективного применения оружия, решают совместно итерационным методом, а ошибки прицеливания вычисляют при этом в виде углов рассогласования между вектором текущей фактической скорости самолета-истребителя и вектором дальности, прогнозируемом на суммарное время выхода истребителя на границу области эффективного применения оружия и полета снаряда, пущенного с границы этой области до его условной встречи с целью, направляют тем самым полет истребителя в процессе атаки в точку упрежденного на суммарное время выхода истребителя на границу области эффективного применения оружия и полета снаряда, положения цели.

2. Устройство прицеливания при атаке скоростных целей истребителем по спрямленной траектории, содержащее бортовые радиолокационную или/и оптическую системы сопровождения целей, дифференциаторы, бортовые датчики барометрической высоты, углов курса, тангажа, крена, составляющих векторов линейного ускорения и воздушной скорости самолета-истребителя, задатчик типа снарядов и их баллистических и аэродинамических характеристик, прицельно-пилотажный индикатор, микропроцессорные блоки баллистики, вычисления дальности эффективного применения оружия, экстраполяции движения цели, а также специальный вычислитель, включающий сумматор и компаратор, отличающееся тем, что в него дополнительно включен микропроцессорный блок прогнозирования значений координат упрежденного положения и вектора скорости атакующего самолета-истребителя на время выхода его на границу области эффективного применения оружия, специальный вычислитель снабжен умножителем, двухканальным ключом и вторым компаратором, в микропроцессорный блок экстраполяции движения цели дополнительно включены микропроцессоры вычисления прогнозируемых на время выхода истребителя на границу области эффективного применения оружия значений векторов упрежденной дальности цели, скорости цели, линейного упреждения цели, вектора прогнозируемой дальности цель – истребитель, а также микропроцессор вычисления прогнозируемого на суммарное время выхода истребителя на границу области эффективного применения оружия и полета снаряда, пущенного с границы этой области до его условной встречи с целью, значения вектора упрежденной дальности цели, микропроцессоры вычисления ошибок прицеливания в виде углов рассогласования между вектором фактической скорости самолета-истребителя и вектором упрежденной на суммарное время выхода истребителя на границу области эффективного применения оружия и полета снаряда, пущенного с границы этой области до условной встречи с целью, дальности цели, при этом входы микропроцессорного блока экстраполяции движения цели соединены: первый – с выходом дифференциатора, дающего значение скорости сближения истребителя с целью, второй – с выходом дифференциатора, дающего значение ускорения сближения истребителя с целью, третий – с выходом датчика воздушной скорости истребителя, четвертый – с выходом датчика угла скольжения истребителя, пятый – с выходом датчика угла атаки истребителя, восьмой, девятый и десятый – с третьим, вторым и первым выходами блока акселерометров соответственно, дающих значения составляющих вектора ускорения самолета-истребителя, одиннадцатый, двенадцатый и пятнадцатый – с шестым, пятым и четвертым выходами бортовых радиолокационной или/и оптической систем соответственно, дающих значения составляющих вектора абсолютной угловой скорости вращения вектора дальности от цели до истребителя, тринадцатый и четырнадцатый – с выходами дифференциаторов соответственно, дающих значения угловых ускорений вращения вектора дальности от цели до истребителя, шестнадцатый, семнадцатый и восемнадцатый – с третьим, вторым и первым выходами бортовых радиолокационной или/и оптической систем, дающих значения углов ориентации антенны бортовой радиолокационной или головки оптической бортовой системы относительно конструкции самолета-истребителя и о модуле вектора дальности до цели соответственно, девятнадцатый – со вторым выходом микропроцессорного блока баллистики, двадцатый – с выходом сумматора специального вычислителя, двадцать первый – с отрицательным выходом второго компаратора специального вычислителя, двадцать второй – с выходом микропроцессорного блока вычисления прогнозируемой дальности эффективности применения оружия, выходами микропроцессорный блок экстраполяции движения цели подключен: четвертым – одновременно к обоим входам умножителя и второму входу сумматора специального вычислителя, пятым – к первому входу сумматора специального вычислителя, шестым – ко второму входу двухканального ключа специального вычислителя, седьмым – к первому входу микропроцессорного блока вычисления прогнозируемой дальности эффективного применения оружия, входы микропроцессорного блока экстраполяции движения самолета-истребителя подсоединены: первый – к выходу датчика воздушной скорости истребителя, второй и третий – к выходам датчиков углов атаки и скольжения самолета-истребителя соответственно, четвертый – к выходу датчика барометрической высоты, пятый, шестой и седьмой – к третьему, второму и первому выходам гироинерциальной курсовертикали, дающим значения углов крена, тангажа и курса самолета-истребителя соответственно, восьмой и девятый – к третьему и второму выходам бортовых радиолокационной или/и оптической систем, дающих значения углов ориентации антенны радиолокационной или головки оптической бортовой системы относительно конструкции самолета-истребителя соответственно, десятый, одиннадцатый и двенадцатый – к третьему, второму и первому выходам блока акселерометров соответственно, дающих значения составляющих вектора ускорения самолета-истребителя, тринадцатый – к выходу сумматора специального вычислителя, выходы микропроцессорного блока экстраполяции движения самолета-истребителя соединены: первый – со вторым, третьим и четвертым входами микропроцессорного блока вычисления прогнозируемой дальности эффективного применения оружия, второй – одновременно с пятым входом микропроцессорного блока вычисления прогнозируемой дальности эффективного применения оружия и девятым входом микропроцессорного блока баллистики, микропроцессорный блок вычисления прогнозируемой дальности эффективного применения оружия шестым входом соединен с выходом задатчика типа снарядов и их баллистических и аэродинамических характеристик, а выходом – с двенадцатым входом микропроцессорного блока баллистики, входы микропроцессорного блока баллистики подсоединены: третий – к выходу датчика угла атаки истребителя, четвертый – к выходу датчика угла скольжения истребителя, пятый – к выходу датчика воздушной скорости истребителя, шестой, седьмой и восьмой – к первому, второму и третьему выходам гироинерциальной курсовертикали, дающим значения углов курса, тангажа и крена соответственно, десятый – к выходу задатчика типа снарядов и их баллистических и аэродинамических характеристик, в специальном вычислителе второй компаратор входом соединен с выходом умножителя, а отрицательным выходом с первым управляющим входом двухканального ключа, первый компаратор входом подсоединен к выходу сумматора, а отрицательным выходом – ко второму входу прицельно-пилотажного индикатора, выход двухканального ключа соединен с первым входом прицельно-пилотажного индикатора.

РИСУНКИ

Изменения:

Зарегистрирован переход исключительного права без заключения договора
Дата и номер государственной регистрации перехода исключительного права: 30.03.2010/РП0000656
Патентообладатель: Мамошина Людмила Алексеевна
Прежний патентообладатель: Мамошин Владимир Романович

Номер и год публикации бюллетеня: 20-2001

Извещение опубликовано: 10.05.2010 БИ: 13/2010