Патент на изобретение №2187776

(54) СПОСОБ КОНТРОЛЯ ТОЧНОСТИ ЮСТИРОВКИ ПРИЦЕЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области испытаний и проверки средств прицеливания и наводки, в частности к оперативной юстировке прицельных систем летательного аппарата (ЛА). Техническим результатом предлагаемого способа является повышение точности контроля юстировки. Сущность изобретения заключается в привязке во время полета связанной системы координат ЛА к мишени, находящейся на Земле, и выполнении маневром ЛА слежения за ней с фиксированным углом прицеливания. Определение погрешности юстировки производят по формуле
= ^ф_в–^*_в
как разность между фиксированным углом прицеливания – нулем неподвижной оси ^ф_в – и расчетным углом прицеливания ^*_в, определяемым на Земле по материалам средств объективного контроля с использованием аналитической зависимости.

Изобретение относится к области испытаний и проверки средств прицеливания и наводки, в частности к оперативной юстировке прицельных систем летательного аппарата (ЛА).

Известен способ юстировки прицельных систем, основанный на анализе результатов боевого применения авиационных средств поражения (АСП) (Анализ результатов боевых применений ВВС. Выпуск 4738-Б. -М.: 1982). Сущность способа состоит в следующем. По результатам боевого применения вычисляют характеристики промахов АСП от цели (математическое ожидание, среднее квадратическое отклонение) и на основании этих характеристик судят о точности юстировки.

К недостаткам способа можно отнести большую трудоемкость и неоперативность, а также возникновение неопределенностей в принятии решения о точности юстировки прицельной системы вследствие того, что характеристики промахов обусловлены не только точностью весовых, баллистических и других свойств АСП, определяющих их техническое рассеивание, а также точностью пристрелки агрегатов подвески авиационного вооружения.

Известен способ юстировки прицельных систем при помощи специальной мишени (Технология проверки наводки агрегатов вооружения и юстировки прицельного комплекса без предварительной выставки самолета 32-36 в плоскость горизонта. ВВС. Выпуск 5349. -1985).

Сущность данного способа состоит в привязке связанной системы координат ЛА к мишени, установленной впереди ЛА, определении визуально по отчетному визиру (ОВ) рассогласования между перекрестием на мишени, индицирующим требуемое положение “нуля” неподвижной оси прицела.

К недостаткам способа можно отнести большое количество применяемых средств, а также высокие трудозатраты при проведении юстировки.

В качестве прототипа выбран способ контроля точности неподвижной оси прицела в вертикальной плоскости, изложенный в (Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2102685 C1).

Сущность данного способа заключается в привязке во время полета связанной системы координат ЛА к мишени, находящейся на земле, и выполнении маневром ЛА слежения за ней с фиксированным углом прицеливания. Погрешность юстировки определяют по формуле
= ^ф_в–^*_в, (1)
как разность между фиксированным углом прицеливания – нулем неподвижной оси ^ф_в и расчетным углом прицеливания ^*_в, определяемым на Земле по материалам средств объективного контроля с использованием аналитической зависимости

где ₀ – угол тангажа ЛА в момент привязки к мишени;
– текущий угол тангажа ЛА;
_ат – угол атаки ЛА;
D₀ – начальная дальность до мишени,
D – текущая дальность до мишени;
^*_в – расчетный угол прицеливания.

Недостатком данного способа является невысокая точность контроля юстировки вследствие использования в (2) значения угла атаки _ат, определяемого по данным бортовых регистраторов. Известно, что порядок случайных ошибок измерения угла атаки бортовыми датчиками типа ДУА соизмерим с порядком систематических погрешностей юстировки прицела. (См. Математическое моделирование авиационных комплексов. Сборник статей/Под ред. М.И. Ништа. 1989 г.)
Техническим результатом предлагаемого способа является повышение точности контроля юстировки.

Сущность предлагаемого способа контроля точности юстировки неподвижной оси прицела в вертикальной плоскости заключается в том, что привязку связанной системы координат летательного аппарата ЛА к установленной впереди него мишени производят во время полета, после чего осуществляют слежение за мишенью маневров ЛА с фиксированным углом прицеливания. Рассогласование между перекрестием, индицирующим требуемое положение нуля неподвижной оси прицела на мишени и истинным положением нуля неподвижной оси прицела (погрешность юстировки) определяют как разность (1) между фиксированным углом прицеливания ^ф_в – нулем неподвижной оси и расчетным углом прицеливания ^*_в, определяемым на земле по материалам средств объективного контроля с использованием зависимости (2), а значение угла атаки определяют по аналитической зависимости

где G -вес ЛА;
S – площадь крыла ЛА;
C_у – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки в связанной системе координат;
q – скоростной напор воздушного потока;
n_y – значение вертикальной перегрузки.

Сущность способа поясняется следующими рассуждениями. Для определения угла атаки _ат по выражению (3) достаточно данных, фиксируемых средствами объективного контроля, а также приводимых в техническом описании ЛА. В частности, вес ЛА определяют как сумму
G=G₀+G_m+G_n, (4)
где G₀ – вес ЛА без топлива и подвесок, указанный в его техническом описании (ТО);
G_n – вес подвесок, определяют в соответствии с полетным заданием;
G_m=G_mо-G_mp – текущий вес топлива;
G_mo – вес заправленного топлива, определяют в соответствии с полетным заданием,
G_mр – вес топлива, израсходованного за время полета, определяют по формуле

как сумму N расходов топлива на различных режимах работы двигателя ЛА в течение полета до момента привязки к мишени;
G_mnpi=G_mnpi (n_np) – приведенный расход топлива, определяют в зависимости от величины n_np по графику в ТО ЛА,
n_nр – приведенная частота вращения ротора двигателя ЛА, определяют по формуле

n – частота вращения ротора двигателя, регистрируется СОК;
T₀= 288K – абсолютная температура воздуха на уровне моря в стандартных атмосферных условиях;
T*₁= T_Н(1+0.2М²) – температура заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
T_H= 288.9-0.006328H_ист – температура окружающего воздуха на данной высоте;
P*₁=P_Нвх(M_ист) (1+0.2М_ист ²)^3.5 – давление заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
Р_Н= Р₀(1Н_ист/44308)^5.2553 – давление окружающего воздуха на данной высоте;
Р₀= 760 мм рт.ст – давление воздуха на уровне моря в стандартных атмосферных условиях;
_вх(M_ист) – стандартный коэффициент восстановления полного давления, график зависимости которого от числа Маха приводится в литературе (Применение информации бортовых регистраторов для анализа режимов и динамики полета самолетов при расследовании летных происшествий и предпосылок к ним. Методическое пособие. Выпуск 5567. -1987);
М_ист=М+M_a – истинное значение числа Маха;
М – значение числа Маха, регистрируемое СОК;
M_a(M_I,II,III) – аэродинамическая поправка показаний датчика приемника воздушного давления (ПВД) для ПВД с одной, двумя или тремя камерами статического давления, номограммы определения которого приводятся в литературе (Применение информации бортовых регистраторов для анализа режимов и динамики полета самолетов при расследовании летных происшествий и предпосылок к ним. Методическое пособие. Выпуск 5667. -1987);
H_ист = H+H_зап+H_a – барометрическая высота;
Н – высота полета, регистрируется СОК,
H_зап – поправка на запаздывание, определяют по формуле

где P_зап(H, V_y) – поправка на запаздывание давления, определяют по номограмме в литературе (Применение информации бортовых регистраторов для анализа режимов и динамики полета самолетов при расследовании летных происшествий и предпосылок к ним. Методическое пособие. Выпуск 5667. -1987),
V_y – вертикальная составляющая скорости ЛА, регистрируется СОК,
H_a(M_a, M, H) – аэродинамическая поправка, определяют по номограмме в литературе (Применение информации бортовых регистраторов для анализа режимов и динамики полета самолетов при расследовании летных происшествий и предпосылок к ним. Методическое пособие. Выпуск 5667. -1987).

Площадь крыла ЛАS приводится в ТО ЛА.

Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки в связанной системе координат C_y(M_ист) – приводится в ТО ЛА.

Скоростной напор воздушного потока q определяют по формуле

где _H = 1.225(0.9985 – 0.092H_г + 0.00278 H_г ² – 0.00002 H_г ³ – 0.0000002H_г ⁴) – плотность воздуха на данной высоте;
Н_г=1-0,0001Н_ист – геопотециальная высота;
истинное значение скорости полета ЛА.

Значение вертикальной перегрузки n_y регистрируется СОК.

С учетом приведенных выше формул выражение для определения угла атаки примет вид, представленный в конце описания.

Формула изобретения

Способ контроля точности юстировки неподвижной оси прицела в вертикальной плоскости, заключающийся в привязке во время полета связанной системы координат летательного аппарата (ЛА) к мишени, находящейся на Земле, осуществлении слежения за мишенью маневром летательного аппарата с фиксированным углом прицеливания и определении погрешности юстировки как разности между фиксированным углом прицеливания – нулем неподвижной оси – и расчетным углом прицеливания, определяемым на Земле по данным средств объективного контроля с использованием аналитической зависимости

где – текущий угол тангажа ЛА;
₀ – угол тангажа ЛА в момент привязки к мишени;
^*_в – расчетный угол прицеливания;
_аm – угол атаки ЛА;
D -текущая дальность до мишени;
D₀ – начальная дальность до мишени,
отличающийся тем, что значение угла атаки _аm определяется по формуле

где G – вес ЛА;
S- площадь поверхности крыла;
C_у – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки в связанной системе координат;
q – скоростной напор воздушного потока;
n_y – значение вертикальной перегрузки.

РИСУНКИ

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 31.01.2002

Номер и год публикации бюллетеня: 23-2003

Извещение опубликовано: 20.08.2003