СПОСОБ КОНТРОЛЯ ТОЧНОСТИ ЮСТИРОВКИ ПРИЦЕЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ Российский патент 2002 года по МПК F41G3/22 

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). В нем вычисляют характеристики промахов АСП от цели (математическое ожидание, среднее квадратическое отклонение) и на основании этих характеристик судят о точности юстировки (Анализ результатов боевых применений ВВС. Выпуск 4738 -Б. - М.: 1982).

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 С1, зарегистрировано в Государственном реестре изобретений 20 января 1998 года).

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 Δϕ определяют по формуле:
Δϕ = ϕфв

- ϕ*в , (1)
как разность между фиксированным углом прицеливания - "нулем" неподвижной оси ϕфв и расчетным углом прицеливания ϕ*в, определяемым на Земле по материалам средств объективного контроля (СОК) с использованием аналитической зависимости:

где ϑ₀- угол тангажа ЛА в момент привязки к мишени;
ϑ - текущий угол тангажа ЛА;
α_ат- угол атаки ЛА;
D₀ - начальная дальность до мишени;
D - текущая дальность до мишени;
ϕ*в- расчетный угол прицеливания.

Недостатком данного способа является невозможность его применения для контроля точности юстировки в горизонтальной плоскости.

Техническим результатом предлагаемого способа является возможность контроля точности юстировки прицела ЛА в горизонтальной плоскости.

Сущность предлагаемого способа контроля точности юстировки прицела в горизонтальной плоскости заключается в том, что привязку связанной системы координат летательного аппарата к установленной впереди него мишени (наземному ориентиру с запрограммированными координатами) производят в полете в режиме "Визуальная коррекция" (Зенкевич Н.И., Ганулич А.К. Прицельно-навигационные системы. -М. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1972, С. 222). После стабилизации системой автоматического управления (САУ) положения ЛА, не изменяя положения органов управления ЛА, осуществляют совмещение подвижной марки прицела с мишенью, используя механизм управления перекрестием. Погрешность юстировки определяют как рассогласование Δϕ_г между перекрестием, индицирующим требуемое положение нуля неподвижной оси прицела на мишени, и истинным положением нуля неподвижной оси прицела с использованием аналитической зависимости:

где D₀ - дальность до мишени в момент выполнения визуальной коррекции координат ЛА;
D - дальность до мишени;
Δϕ_г - погрешность юстировки;
f_г - угол визирования мишени.

Сущность способа поясняется следующими рассуждениями. Для привязки связанной системы координат ЛА к установленной впереди него на Земле мишени, используют режим "Визуальная коррекция", применяемый для автоматической коррекции счисляемых на борту координат местоположения ЛА с использованием оптического прицела. При этом координаты мишени (наземного ориентира) должны быть заранее введены в бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС) ЛА. Пилотированием ЛА помещают мишень в створ прицела, при помощи механизма управления перекрестием управляют положением подвижной марки, совмещают ее с изображением мишени и нажимают кнопку "В.К.". В этот момент, координаты подвижной марки в индикаторной системе координат пересчитываются в связанную, а затем в стабилизированную систему координат для определения углов отклонения линии визирования (ЛВ) мишени в горизонтальной f_г и вертикальной f_в плоскостях от оси ОХ (Зенкевич Н.И., Ганулич А.К. Прицельно-навигационные системы. -М. , ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1972, С. 114). Ось ОХ принимают по положению неподвижного перекрестия. В зависимости от углов f_г и f_в автоматически рассчитываются дальность Х до мишени и боковое отклонение ЛА Z от линии заданного пути (ЛЗП) в частно-ортодромической системе координат:
X = Hctg(f_в- ϑ),
Z = Htgf_гctg(f_в- ϑ), (4)
где X, Z - дальность до мишени и боковое отклонение ЛА от ЛЗП;
Н - высота полета ЛА, вычисляемая радиовысотомером (РВ);
υ - угол тангажа ЛА.

Значения Х и Z используются в САУ при путевом методе управления для формирования значения заданного курса:

где Ψ_зад- заданный курс ЛА;
Ψ_лзп- курс линии заданного пути.

В зависимости от полученного значения заданного курса Ψ_зад, САУ формирует закон управления ЛА, в результате которого выполняется вывод ЛА на новую линию заданного пути, соответствующую Ψ_зад, а также стабилизация ЛА по тангажу и крену.

При путевом методе, САУ выдает сигналы управления, поворачивающие ЛА в направлении мишени, при этом неподвижное перекрестие прицела оказывается наложенным на ее изображение. Отсутствие ошибок юстировки характеризуется одинаковым направлением в горизонтальной плоскости оси ОХ индикаторной системы координат и оси ОХ связанной системы координат. Поэтому, при дальнейшем движении ЛА, без вмешательства летчика в контур управления, неподвижное перекрестие будет оставаться на изображении мишени.

При наличии ошибки Дϕ_г, расчет бокового отклонения Z по (4) будет неверным и отличаться от истинного значения на величину
ΔZ = D₀tgΔϕ_г, (6)
где ДZ - ошибка вычисления бокового отклонения, вызванная погрешностью юстировки Дϕ_г;
D₀ - дальность до мишени в момент выполнения визуальной коррекции координат ЛА.

Соответственно неверно будет рассчитано и значение заданного курса Ψ_зад, при принятии которого ЛА будет двигаться с постоянным боковым отклонением ДZ от линии заданного пути. При этом изображение мишени будет смещаться относительно перекрестия.

В этом случае, с помощью механизма управления перекрестием, повторно накладывают подвижную марку на изображение мишени. При этом угол визирования мишени f_г фиксируется средствами объективного контроля, а величина бокового отклонения ДZ может быть определена как
ΔZ = Dtg(Δϕ_г+ f_г), (7)
где ДZ - ошибка вычисления бокового отклонения, вызванная погрешностью юстировки Дϕ_г;
D - дальность до мишени в момент наложения подвижной марки на изображение мишени;
f_г - угол визирования мишени.

Таким образом, используя выражения (6) и (7), получаем зависимость

из которой путем преобразований получают (3).

На Земле, для определения погрешности юстировки как рассогласования Δϕ_г между перекрестием, индицирующим требуемое положение нуля неподвижной оси прицела на мишени, и истинным положением нуля неподвижной оси прицела используют аналитическую зависимость (3) и данные средств объективного контроля.

Реализация данного способа в алгоритмах наземной системы обработки полетных данных позволит определять точность юстировки прицела ЛА в горизонтальной плоскости для ее последующей коррекции, снизив количество применяемых средств.

Это обстоятельство обеспечивает технико-экономический эффект от использования данного изобретения.

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 возможность контроля точности юстировки прицела летательного аппарата в горизонтальной плоскости. Сущность изобретения заключается в том, что привязку связанной системы координат летательного аппарата к установленной впереди него мишени производят в полете в режиме "Визуальная коррекция". После стабилизации системой автоматического управления положения ЛА, не изменяя положения его органов управления, осуществляют совмещение подвижной марки прицела с мишенью, используя механизм управления перекрестием. Погрешность юстировки определяют как рассогласование Δϕ_г между перекрестием, индицирующим требуемое положение нуля неподвижной оси прицела на мишени, и истинным положением нуля неподвижной оси прицела с использованием аналитической зависимости

где D₀ - дальность до мишени в момент выполнения визуальной коррекции координат ЛА; D - дальность до мишени; Δϕ_г - погрешность юстировки; f_г - угол визирования мишени.

Способ контроля точности юстировки прицела летательного аппарата в горизонтальной плоскости, заключающийся в привязке во время полета связанной системы координат летательного аппарата к мишени, находящейся на Земле, осуществлении слежения за мишенью и определении погрешности юстировки по данным средств объективного контроля, отличающийся тем, что привязку связанной системы координат летательного аппарата к мишени производят в режиме "Визуальная коррекция" к наземному ориентиру с известными координатами, слежение за мишенью осуществляют перемещением подвижной марки прицела при помощи механизма управления перекрестием, а погрешность юстировки определяют по материалам средств объективного контроля с использованием аналитической зависимости

где D₀ - дальность до мишени в момент выполнения визуальной коррекции координат ЛА;
D - дальность до мишени;
Δϕ_г - погрешность юстировки;
f_г - угол визирования мишени.