прицельная система

Формула изобретения

Прицельная система, состоящая из прицельных устройств поиска, обнаружения и сопровождения наземной или воздушной цели, датчиков пилотажно-навигационной информации, соединенных с бортовой цифровой вычислительной машиной (БЦВМ) самолета, и блока определения координат цели или выдачи целеуказания, отличающаяся тем, что в ее состав дополнительно введены датчик вертикальной перегрузки, датчик скоростного напора, датчики остатка топлива и количества и типа средств вооружения, подвешенных на самолете, выходы которых соединены со входом БЦВМ, и блок программ БЦВМ для вычисления углов прогиба фюзеляжа и закрутки крыла в местах установки прицельных устройств, упомянутых датчиков и подвески вооружения, соединенный своими выходами с блоком выдачи целеуказания или определения координат цели.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к прицельным системам самолета, а именно к системам поиска, обнаружения и автоматического или программно-корректируемого сопровождения наземной или воздушной цели с помощью прицельного устройства (радиолокационной станции и/или оптического прицельного устройства).

При разработке современных самолетов четвертого и пятого поколения все острее становится задача облегчения конструкции планера самолета, выполнения его с минимальным миделевым сечением, максимальным удлинением фюзеляжа и минимальными толщинами крыльев. Это приводит, с одной стороны, к существенному ухудшению его летно-технических характеристик, с другой стороны - к ухудшению точностных характеристик стрельбы и бомбометания.

Ухудшение точностных характеристик обусловлено значительным ростом деформации (прогиб фюзеляжа, закрутка крыла) планера самолетов четвертого и пятого поколения.

Известна прицельная система поиска, обнаружения и сопровождения цели, включающая прицельные устройства, установленные на части транспортного средства, подверженной температурным деформациям (патент US N 4718323, кл. F 41 G 3/08, 1988 г). Для осуществления контроля измерений в ориентации прицельного устройства производят измерение угловой деформации пластины в месте установки прицельной системы, на основе которого вырабатывается сигнал отклонения, учитываемый в ориентации прицельной системы.

Данная прицельная система не эффективна для применения на самолете, поскольку не учитывает иные параметры, влияющие на точность целеуказания, такие, как скоростной напор воздуха, вес топлива и вес средств поражения находящегося на борту самолета вооружения.

Известна прицельная система для ракет, которая может быть установлена на самолете (патент GB N 1605401, кл. F 41 G 3/08, 1995 г.). Система включает датчики скорости воздуха, изменяемой по двум координатам и учитываемой в виде поправки при прицеливании.

Указанная прицельная система также не учитывает все параметры, влияющие на точность целеуказания и применения вооружения, и поэтому неэффективна при использовании на самолете. Кроме того, отсутствие связи с бортовой цифровой вычислительной машиной (БЦВМ) не позволяет использовать информацию о поправках в совокупности с сигналами датчиков пилотажно-навигационной информации, и, таким образом, исключает возможность автоматического сопровождения цели.

Известна система управления оружием и полетом летательного аппарата, содержащая прицельные устройства и блок вычислений, входящий в состав БЦВМ, вырабатывающий сигналы наведения и сопровождения цели (патент US N 5331881, кл. F 41 G 3/22, 1994 г).

Данная система не учитывает факторы, влияющие на точность наведения и применения вооружения: скоростной напор ветра, вес остатков топлива, вес средств поражения находящегося на борту вооружения.

Технической задачей изобретения является увеличение точности целеуказания головкам самонаведения управляемых ракет и неуправляемого вооружения путем учета ошибок, связанных с деформацией конструкции самолета.

Поставленная задача решается тем, что в прицельной системе самолета, включающей прицельные устройства поиска, обнаружения и сопровождения цели и датчики пилотажно-навигационной информации, соединенные с БЦВМ, а также блок определения координат цели, вход БЦВМ дополнительно связан с датчиком скоростного напора, датчиком остатка топлива и датчиком количества средств поражения находящегося на борту самолета вооружения, БЦВМ выполнена с облегчением возможности вычисления углов прогиба фюзеляжа, крыла и углов закрутки крыла в местах установки прицельных устройств и подвески ракет, при этом БЦВМ соединена с блоком целеуказания и/или определения координат цели.

В частном случае помимо имеющихся на самолете бортовых самолетных датчиков дополнительно установлены на борту самолета датчик скоростного напора, датчик остатка топлива и количества средств поражения находящегося на борту самолета вооружения.

Для повышения точности целеуказания и применения вооружения при маневре самолета вход БЦВМ дополнительно связан с датчиком вертикальной перегрузки самолета.

В частности случае в качестве датчиков вертикальной перегрузки самолета, скоростного напора, остатка топлива и количества средств поражения находящегося на борту самолета вооружения используются бортовые самолетные датчики.

На фиг. 1 изображена блок-схема прицельной системы самолета.

На фиг. 2 приведена упругая линия прогиба фюзеляжа в полете.

На фиг. 3 приведена схема визирования цели с использованием прицельной системы самолета где H - высота полета, _в - угол визирования цели, - угол тангажа.

Прицельная система самолета состоит из

- прицельных устройств 1, а именно: радиолокационной станции 2, оптической прицельной системы 3 и индикатора 4 на лобовом стекле; БЦВМ 5, включающей блок-программу расчета прогибов и деформаций фюзеляжа и крыла самолета в режиме полета;

- блоков целеуказания головкам самонаведения 7 и 8 (ракетам "воздух-воздух" и "воздух-поверхность" соответственно);

- бортовых самолетных датчиков 9, а именно: датчиков 10 перегрузок, датчиков 11 остатка топлива, датчиков 12 скоростного напора и скорости;

- пилотажно-навигационного комплекса, включающего инерциальную систему датчика углов атаки, скольжения, радиовысотомер и др.;

- головок самонаведения 13 и 14 (ракет "воздух-воздух" и воздух-поверхность соответственно);

Прицельная система самолета предназначена для:

- поиска обнаружения и автоматического или программно-корректируемого сопровождения наземной (надводной) или воздушной цели,

- подсвета цели лазерным или радиолокационным излучением,

- определении координат сопровождаемой цели в связанной с самолетом системе координат устройством:

а) угла места цели,

б) угла азимута цели,

в) дальности до цели,

- выдачи измеренных координат в БЦВМ 5 для решения задач расчета условий применения средств вооружения (расчет координат цели в земной системе координат, расчет баллистических характеристик средств вооружения и т.д.) и блоки целеуказания 7, 8 для выдачи целеуказания головкам самонаведения управляемых ракет 14, 15 различного типа.

Расчет условий применения средств вооружения в БЦВМ выполняется с учетом информации о курсе, крене, тангаже, высоте, скорости и т.д. с датчиков пилотажно-навигационного комплекса 13 и датчиков 9 систем самолета.

Для учета ошибок деформации на борту самолета в составе прицельной системы или вне ее установлены датчики, выходы которых связаны со входом БЦВМ:

- датчик типов средств вооружения, подвешенных на борту самолета, и их количества,

- датчик вертикальной перегрузки,

- датчик скоростного напора,

- датчик остатка количества топлива.

С целью определения зависимости закрутки сечений планера и крыла от условий полета самолета и получения формульных апроксимаций для выработки математического обеспечения БЦВМ производятся статические испытания планера.

Учет ошибок деформации самолета производятся в БЦВМ, имеющей математическое обеспечение (алгоритмы программ) для учета поправок в сигналах целеуказания и алгоритма определения координат цели.

Места установки прицельных устройств, датчиков вертикальной перегрузки самолета, скоростного напора, остатка топлива и количества средств поражения находящегося на борту у самолета вооружения и подвески вооружения расположены в сечениях 16-21 фюзеляжа (фиг. 2), имеющих различные углы _ф прогиба (закрутки) сечений. Кроме этого имеет место закрутка крыла _кр вокруг оси, перпендикулярной к оси фюзеляжа. Величины закрутки фюзеляжа _ф и крыла _кр зависят от скоростного напора, скорости, числа M и высоты полета, от веса самолета и от величины перегрузки самолета при маневре. Эти величины могут достигать: в горизонтальном полете ( n_у = 1) _ф 30" _кр 35"; в маневре (n_у = 5) _ф 1^o10" _кр 2^o30", что резко снижает применение управляемого и неуправляемого вооружения, приводя в большинстве случаев к отсутствию захвата цели головками самонаведения, поля зрения которых лежат в диапазоне 45" - 90", или к ухудшению точности бомбометания и стрельбы в 3-4 раза.

При реальных условиях бомбометания (фиг. 3). H = 500 м, _ф = 30" ошибка определения высоты составила H = 40 м, ошибка определения координаты 230 м, причем требуемая точность бомбометания 25-30 м.