СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ ПРИ БОМБОМЕТАНИИ Российский патент 2003 года по МПК F41G9/02 F41G7/20 

Изобретение относится к способам прицеливания при бомбометании с летательного аппарата (ЛА) по наземным целям и при десантировании объектов с ЛА и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих прицельных систем бомбометания и десантирования, устанавливаемых на ЛА.

Известен способ прицеливания при бомбометании с ЛА [1], который состоит в том, что предварительно в вычислитель ЛА вводят известные зависимости А (Н, V, θ, λ) и Т (Н, V, θ, λ) штилевого относа А и времени Т падения бомбы от высоты Н, скорости V полета ЛА, угла λ пикирования (кабрирования) ЛА и характеристического времени θ бомбы, а также заданные значения θ характеристического времени бомбы и вектора R выноса, в процессе прицеливания измеряют высоту Н, скорость V полета ЛА и угол λ пикирования (кабрирования) ЛА, вводят измеренные значения Н, V, λ в вычислитель ЛА, в котором по введенным зависимостям А (Н, V, θ, λ) и Т (Н, V, θ, λ) и значениям R, Н, V, θ, λ вычисляют значения А и Т, принимают на ЛА оптическое излучение от цели, накладывают визирный луч на цель, синхронизируют движение этого визирного луча с движением цели в поле зрения оптической визирной системы и измеряют скорость Vотн движения цели относительно ЛА, а также текущие значения U1ц угла ориентации направления на цель в вертикальной плоскости и U2ц угла ориентации направления на цель в горизонтальной плоскости, вводят значения Vотн, U1ц и U2ц в вычислитель ЛА, где вычисляют значения требуемых координат цели относительно ЛА по направлению полета Хтр и в боковом направлении Zтp, текущие значения координат цели относительно ЛА Х по направлению полета и Z в боковом направлении, текущие значения разности dX между Х и Хтр и разности dZ между Z и Zтp, изменяют направление полета ЛА до нулевого значения величины dZ и сбрасывают бомбу при достижении нулевого значения величиной dX. Недостатком этого способа является то, что его можно использовать только в светлое время суток в простых метеоусловиях, когда возможно получение на ДА оптического излучения от цели.

Известен также способ прицеливания при бомбометании с ЛА [2], который состоит в том, что предварительно в вычислитель ЛА вводят известные зависимости А (Н, V, θ, λ) и Т (Н, V, θ, λ) штилевого относа А и времени Т падения бомбы от высоты Н, скорости V полета ЛА, угла λ пикирования (кабрирования) ЛА и характеристического времени θ бомбы, а также заданные значения θ характеристического времени бомбы и вектора R выноса, в процессе прицеливания измеряют высоту Н, скорость V полета ЛА и угол λ пикирования (кабрирования) ЛА, вводят измеренные значения Н, V, λ в вычислитель ЛА, в котором по введенным зависимостям А (Н, V, θ, λ) и Т (Н, V, θ, λ) и значениям R, Н, V, θ, λ вычисляют значения А и Т, с ЛА облучают район цели радиолокационным излучением, принимают на ЛА отраженный от цели радиолокационный сигнал, выделяют этот сигнал на фоне радиолокационных сигналов, отраженных от земной поверхности и других наземных объектов, накладывают визирный луч на цель, синхронизируют движение этого визирного луча с движением цели в поле зрения радиолокационной визирной системы и измеряют скорость Vотн движения цели относительно ЛА, а также текущие значения бортового угла Fц и дальности Дц цели от ЛА, вводят значения Vотн, Fц и Дц в вычислитель ЛA, где вычисляют требуемое значение Дтр дальности между целью и ЛА в момент сброса бомбы и требуемое значение Fтp бортового угла цели, текущие значения разности dД между Дц и Дтр и разности dF между Fц и Fтр, изменяют направление полета ЛА до получения нулевого значения величины dF и сбрасывают бомбу при достижении нулевого значения величиной dД. Недостатком этого способа является невозможность прицеливания по наземным целям, которые не обладают радиолокационным контрастом, достаточным для выделения отраженных от них радиолокационных сигналов на фоне принимаемых радиолокационных сигналов, отраженных от земной поверхности и других наземных объектов.

Прототипом изобретения следует считать способ прицеливания при бомбометании с ЛА [2], общие признаки которого с заявляемым изобретением состоят в том, что предварительно в вычислитель ЛА вводят известные зависимости А (Н, V, θ, λ) и Т (Н, V, θ, λ) штилевого относа А и времени Т падения бомбы от высоты Н, скорости V полета ЛА, угла λ пикирования (кабрирования) ЛА и характеристического времени θ бомбы, а также заданные значения θ характеристического времени бомбы и вектора R выноса, в процессе прицеливания измеряют высоту Н и скорость V полета ЛА, вводят значения Н, V, λ в вычислитель ЛА, где по введенным зависимостям А (Н, V, θ, λ) и Т (Н, V, θ, λ) и значениям R, Н, V, θ, λ вычисляют значения А и Т, вычисляют также требуемое значение Дтр дальности между ЛА и целью в момент сброса бомбы и требуемое значение Fтр бортового угла цели, текущие значения разности dД между Дтр и текущим значением Д дальности до цели и разности dF между Fтр и текущим значением F бортового угла цели, изменяют направление полета ЛА до получения нулевого значения величины dF и сбрасывают бомбу при достижении нулевого значения величиной dД.

Кроме того, в прототипе с ЛА облучают район цели радиолокационным излучением, принимают на ЛА отраженный от цели радиолокационный сигнал, выделяют этот сигнал на фоне принимаемых радиолокационных сигналов, отраженных от земной поверхности и других наземных объектов, накладывают визирный луч на цель, синхронизируют движение этого визирного луча с движением цели в поле зрения радиолокационной визирной системы и измеряют скорость Voтн движения цели относительно ЛА, а также текущие значения угла n пикирования (кабрирования) ЛА, бортового угла Fц и дальности Дц цели от ЛА и вводят значения Voтн, n, Fц и Дц в вычислитель ЛА.

Недостатком прототипа является невозможность прицеливания по наземным целям, которые не обладают радиолокационным контрастом, достаточным для выделения отраженных от них радиолокационных сигналов на фоне принимаемых радиолокационных сигналов, отраженных от земной поверхности и других наземных объектов. Многие наземные объекты, особенно малоразмерные неподвижные и выполненные из неметаллических материалов, обладают весьма слабым радиолокационным контрастом. Для ряда других наземных объектов противник принимает специальные маскирующие меры, вследствие которых их радиолокационный контраст существенно снижается. В результате бортовая аппаратура ЛА не может выделить радиолокационный сигнал, отраженный от этих объектов, на фоне принимаемых радиолокационных сигналов, отраженных от земной поверхности и других наземных объектов. Это исключает возможность прицеливания по этим малоконтрастным объектам.

Целью изобретения является устранение указанного недостатка прототипа, а именно, обеспечение возможности прицеливания в любое время суток и в любых метеоусловиях по наземным целям, не обладающим радиолокационным контрастом, достаточным для выделения на ЛА отраженных от них радиолокационных сигналов на фоне принимаемых радиолокационных сигналов, отраженных от земной поверхности и других наземных объектов.

Достигается эта цель тем, что в процессе прицеливания текущие значения координат местоположения наземной цели (НЦ) (географической широты ГШц, географической долготы ГДц и высоты Нц над уровнем моря) определяют на наземном пункте и периодически передают значения ГШц, ГДц, Нц по радиоканалу на ЛА, на котором их принимают и вводят в вычислитель ЛA, где их запоминают и обновляют по мере поступления. В вычислитель ЛА предварительно вводят баллистическую информацию, необходимую для вычисления требуемых параметров положения ЛA относительно цели в момент сброса бомбы или десантируемого объекта. В процессе прицеливания на ЛА принимают радиосигналы от искусственных спутников Земли (ИСЗ), входящих в состав системы спутниковой навигации (ССН), на основе которых определяют текущие значения географических координат (ГШл, ГДл, Н) местоположения ЛА и текущий вектор путевой скорости ЛА, которые вводят в вычислитель ЛА. На основе введенной информации в вычислителе ЛА вычисляют текущий вектор скорости НЦ, текущий вектор скорости ветра в районе НЦ, требуемые значения Дтр дальности между ЛА и НЦ и Fтp бортового угла НЦ в момент сброса бомбы или десантируемого объекта, текущие значения дальности между ЛА и целью Д и бортового угла цели F и текущие значения разности dД между Дтр и Д и разности dF между Fтр и F. По этой информации изменяют направление полета ЛА до получения нулевого значения величины dF и сбрасывают бомбу или десантируемый объект при достижении нулевого значения величиной dД.

Существо предлагаемого способа поясняется схемами, изображенными на фиг. 1 - 4.

На фиг.1 показана схема, поясняющая определение географических координат НЦ на наземном пункте (НП), в горизонтальной плоскости (фиг.1а) и в вертикальной плоскости (фиг.1б). На фиг.1 обозначено: П - точка с координатами ГШп (географическая широта), ГДп (географическая долгота), Нп (высота над уровнем моря), в которой расположен НП; ПXYZ - прямоугольная система координат, начало которой находится в точке П, ось ПХ направлена на север по касательной к географическому меридиану, проходящему через точку П, ось ПZ направлена на восток по касательной к географической параллели, проходящей через точку П, а ось ПY направлена вверх перпендикулярно плоскости ПХZ; ПМ - направление магнитного меридиана, проходящего через точку П; Ц - точка, в которой находится НЦ; Кмсп - угол магнитного склонения в точке П; Ацп - магнитный азимут направления на НЦ из точки П; Дцп - расстояние между точками П и Ц; ПАБВГ - ломаная линия, аппроксимирующая высоту рельефа местности по прямой ПЦ; Нц-Нп - превышение рельефа местности в точке Ц над точкой П; Вц - угол возвышения точки Ц над точкой П; Дгцп - проекция расстояния Дцп на плоскость ПХZ; Хц, Zц - координаты точки Ц.

На фиг.2 показана схема, поясняющая определение параметров движения ЛА в горизонтальной плоскости (фиг. 2а) и в вертикальной плоскости (фиг.2б). На фиг. 2 обозначено: Л - точка с координатами ГШл (географическая широта), ГДл (географическая долгота), Н (высота над уровнем моря), в которой находится ЛА; ЛХYZ - прямоугольная система координат, начало которой находится в точке Л, ось ЛХ направлена на север по касательной к географическому меридиану, проходящему через точку Л, ось ЛZ направлена на восток по касательной к географической параллели, проходящей через точку Л, а ось ЛY направлена вверх перпендикулярно плоскости ЛXZ; ЛМ - направление магнитного меридиана, проходящего через точку Л; ЛП - направление продольной оси ЛА в вертикальной плоскости; ЛГ - направление продольной оси ЛА в горизонтальной плоскости; Мск - угол магнитного склонения в точке Л; Км - магнитный азимут продольной оси ЛА; α,β - углы атаки и скольжения ЛА; ν - угол тангажа продольной оси ЛА; λ - угол пикирования ЛА; - вектор скорости ЛА; - проекция вектора на плоскость ЛХZ; Vx, Vy, Vz - проекции вектора на соответствующие оси системы координат ЛXYZ; Wx, Wy, Wz - проекции путевой скорости ЛА на соответствующие оси системы координат ЛXYZ.

На фиг. 3 показана схема, поясняющая определение координат ЛА относительно НЦ, где обозначено: Л - точка с координатами ГШл (географическая широта), ГДл (географическая долгота), Н (высота над уровнем моря), в которой находится ЛА; ЛXYZ - прямоугольная система координат, начало которой находится в точке Л, ось ЛХ направлена на север по касательной к географическому меридиану, проходящему через точку Л, ось ЛZ направлена на восток по касательной к географической параллели, проходящей через точку Л, а ось ЛY направлена вверх перпендикулярно плоскости ЛXZ; Ц - точка с координатами ГШц (географическая широта), ГДц (географическая долгота), Нц (высота над уровнем моря), в которой находится НЦ; dХцл, dYцл, dZцл - приращения координат НЦ относительно координат ЛА в системе координат ЛXYZ; - вектор дальности НЦ относительно ЛА; - проекция вектора на плоскость ЛXZ.

На фиг.4 показана структурная схема возможного варианта устройства, реализующего предложенный способ. Пунктирными линиями ограничены элементы устройства, находящиеся на НП и на ЛА. В каждом элементе, имеющем более одного входа или выхода, цифрами обозначены номера соответствующих входов и выходов. На фиг. 4 обозначено: 1 - дальномер (Д); 2 - магнитный компас НП (МКП); 3 - вычислитель НП (ВП); 4 - радиопередатчик (РПД); 5 - радиоприемник (РПМ); 6 - приемник системы спутниковой навигации (ПССН); 7 - высотомер (ВМ); 8 - измеритель скорости (ИС); 9 - измеритель углов атаки и скольжения (ИУАС); 10 - магнитный компас ЛА (МКЛ); 11 - вычислитель ЛА (ВЛ).

Существо предлагаемого способа состоит в следующем. Предварительно в вычислитель ЛА вводят известные зависимости А (Н, V, θ, λ) и Т (Н, V, θ, λ) штилевого относа А и времени Т падения бомбы от высоты Н, скорости V полета ЛА, угла λ пикирования (кабрирования) ЛА и характеристического времени θ бомбы, а также заданные значения θ характеристического времени бомбы, вектора R выноса, магнитного склонения Мск в районе цели и параметров референц-эллипсоида Земли. На НП предварительно определяют географическую широту ГШп, географическую долготу ГДп и высоту Нп над уровнем моря местоположения НП. В вычислитель НП предварительно вводят цифровую карту местности (ЦКМ) района расположения НП с цифровой матрицей высоты рельефа (ЦМВР) этой местности над уровнем моря, а также значение Кмсп угла магнитного склонения в точке П и параметры Ар, Ер референц-эллипсоида Земли. В процессе прицеливания на НП измеряют текущее значение Дцп(t) расстояния между НП и НЦ и текущее значение Ацп(t) угла магнитного азимута направления ПЦ, и вводят эти значения в вычислитель НП, где (фиг.1) строят прямую ПМ под углом Кмсп к оси ПХ, строят прямую ПЦ под углом Aцп(t) к прямой ПМ, строят ломаную линию ПАБВГ превышения рельефа местности по прямой ПЦ над высотой рельефа в точке П, вычисляют положение точки Ц на этой ломаной линии, расстояние до которой от точки П равно значению Дцп(t), и определяют текущее значение dHц(t), превышения рельефа местности в точке Ц над точкой П. Затем вычисляют текущие значения Bц(t) угла возвышения и координат Хц(t), Zц(t) точки Ц относительно точки П

Хц(t)=Дгцп(t)•cos[Ацп(t)-Кмсп],
Zц(t)=Дгцп(t)•sin[Ацп(t)-Кмсп], (10)
где Дгцп(t) = Дцп(t)•соsВц(t).

Затем на НП вычисляют текущие значения географической широты ГЩц(t), географической долготы ГДц(t) и высоты Нц(t) над уровнем моря местоположения НЦ
ГШц(t)=ГШп+dГШцп(t),
ГДц(t)=ГДп+dГДцп(t),
Нц(t)=Hп+dНцп(t), (11)
где


dHцп(t) = Hц(t) - Нп,

Полученные значения ГШц(t), ГДц(t) и Нц(t) периодически передают с НП на ЛА по радиоканалу с заданным интервалом времени dt. На ЛА принимают значения ГШц(t), ГДц(t) и Hц(t), вводят их в вычислитель ЛА, где запоминают их, обновляя по мере поступления на ЛА. На ЛА измеряют текущие значения высоты H(t) местоположения ЛА над уровнем моря, скорости V(t) полета ЛА, а также углов α(t) атаки, β(t) скольжения, Kм(t) магнитного курса и ν(t) тангажа продольной оси ЛА (фиг.2), и вводят эти измеренные значения в вычислитель ЛА. Кроме того, на ЛА принимают радиосигналы от искусственных спутников Земли, которые входят в состав системы спутниковой навигации, с использованием этих сигналов определяют текущие значения географических широты ГШл(t) и долготы ГДл(t) местоположения ЛА, а также проекций Wxл(t), Wyл(t), Wzл(t) путевой скорости ЛА на оси системы координат ЛXYZ (фиг.2), и вводят эти значения в вычислитель ДА. С использованием введенных значений на ЛА вычисляют:
а) текущее значение λ(t) угла пикирования (кабрирования) ЛА
λ(t) = α(t)+ν(t); (12)
б) значения штилевого относа А и времени Т падения бомбы по предварительно введенным зависимостям А (Н, V, θ, λ) и Т (Н, V, θ, λ);
в) текущие значения проекций Vx(t), Vy(t), Vz(t) скорости V ЛА на оси системы координат ЛXYZ
Vx(t)=Vг(t)•cos[Kм(t)+β(t)-Mск],
Vy(t)=V(t)•sinλ(t),
Vz(t)=Vг(t)•sin[Kм(t)+β(t)-Mск],
где Vг(t) = V(t)•cosλ(t); (13)
г) текущие значения проекций Ux(t), Uy(t), Uz(t) скорости U ветра на оси системы координат ЛХYZ
Ux(t)=Wx(t)-Vx(t),
Uy(t)=Wy(t)-Vx(t),
Uz(t)=Wz(t)-Vz(t); (14)
д) текущие значения проекций Vцх(t), Vцy(t), Vцz(t) скорости Vц цели на оси системы координат ЛXYZ
Vцх(t)=Vцх(t-dt)+dVцх(t),
Vцу(t)=Vцу(t-dt)+dVцу(t),
Vцz(t)=Vцz(t-dt)+dVцz(t), (15)
где



ГШц(t-dt), ГДц(t-dt), Нц(t-dt) - координаты местоположения цели, которые поступили от НП на ЛА в предыдущем сообщении в момент времени t-dt и хранятся в памяти вычислителя ЛА; Vцx(t-dt), Vцy(t-dt), Vцz(t-dt) - проекции скорости цели в момент времени t-dt;
е) текущие значения требуемых координат цели относительно ЛА в системе координат ЛXYZ в момент сброса бомбы
Xтр(t)=Aх-[Ux(t)-Vцх(t)]•T-Rx,
Yтр(t)=H(t)-Hц(t)-[Uy(t)-Vцу(t)]•T-Ry,
Zтр(t)=Az-[Uz(t)-Vцz(t)]•T-Rz, (16)
где Ax = A•cos[Kм(t) + β(t)-Мск],
Az = A•sin[Км(t) + β(t) - Мск],
Rx, Ry, Rz - заданные проекции вектора R выноса на оси системы координат ЛXYZ;
ж) текущие значения Дтр(t) требуемой дальности ЛА и целью и Fтp требуемого бортового угла цели в момент сброса бомбы

и) текущие значения Д(t) дальности между ЛА и целью (фиг.3) и F(t) бортового угла цели

где
dZцл(t) = [ГДл(t)-ГДц(t)]•Rз(ГШл(t))•соs(ГДл(t)),
dXцл(t) = [ГШл(t) - ГШц(t)]•Rз(ГШл(t)),
dYцл(t) = H(t)- Hц(t),

к) текущие значения разности dД(t) значений Дтр(t) и Д(t) и разности dF(t) значений Fтp(t) и F(t)
dД(t)=Дтр(t)-Д(t),
dF(t)=Fтр(t)-F(t). (19)
Таким образом, в заявляемом способе на ЛА не используют радиолокационное излучение, отраженное от малоконтрастной наземной цели, а принимают на ЛА радиосигналы от НП, которые содержат информацию о географических координатах этой цели, и радиосигналы от ИСЗ ССН, которые содержат информацию о географических координатах местоположения ЛА и скоростях их изменения. Используя эту информацию, а также баллистическую информацию, которую предварительно вводят в вычислитель ЛА, в нем вычисляют требуемые значения координат ЛА относительно цели в момент сброса бомбы или десантируемого объекта и текущие значения координат ЛА относительно цели, сравнивают эти значения координат и сбрасывают бомбу или десантируемый объект тогда, когда текущие значения этих координат будут равны их требуемым значениям. Следовательно, при использовании заявляемого способа обеспечивается прицеливание по наземным целям, не обладающим радиолокационным контрастом, достаточным для выделения на ЛА отраженных от них радиолокационных сигналов на фоне радиолокационных сигналов, отраженных от земной поверхности и других наземных объектов, в любое время суток и в любых метеоусловиях, чем и достигается цель изобретения.

Устройство, которое реализует предложенный способ прицеливания, включает элементы, установленные на НП, и элементы, установленные на ЛА. На НП установлены (фиг.4) ДМ 1, МКП 2, ВП 3 и ПРД 4, причем выход ДМ 1 связан с первым входом ВП 3, выход МКП 2 связан со вторым входом ВП 3, а первый, второй и третий выходы ВП 3 связаны соответственно с первым, вторым и третьим входами ПРД 4.

На ЛА установлены (фиг.4) ПРМ 5, ПССН 6, ВМ 7, ИС 8, ИУАС 9, МКЛ 10 и ВЛ 11, причем первый, второй и третий выходы ПРМ 5 связаны соответственно с первым, вторым и третьим входами ВЛ 11, первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы ПССН 6 связаны соответственно с четвертым, пятым, шестым, седьмым и восьмым входами ВЛ 11, выход ВМ 7 связан с девятым входом ВЛ 11, выход ИС 8 связан с десятым входом ВЛ 11, первый и второй выходы ИУАС 9 связаны соответственно с одиннадцатым и двенадцатым входами ВЛ 11, а выход МКЛ 10 связан с тринадцатым входом ВД 11.

Работает это устройство следующим образом. Предварительно на третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой, девятый и десятый входы ВП 3 подают соответственно значения ГШп, ГДп, Нп, ЦКМ, ЦМВР, Кмсп, Ар, Ер и запоминают эту информацию в ВП 3, а на четырнадцатый, пятнадцатый, шестнадцатый, семнадцатый, восемнадцатый, девятнадцатый и двадцатый входы ВЛ 11 подают соответственно значения А (Н, V, θ, λ), Т (Н, V, θ, λ), θ, R, Мск, Ар, Ер и запоминают эту информацию в ВЛ 11. В процессе прицеливания на НП с помощью ДМ 1 измеряют текущее значение Дцп, которое подают на первый вход ВП 3 и запоминают в ВП 3. Одновременно с помощью МКП 2 измеряют на НП текущее значение Ацп, которое подают на второй вход ВП 3 и запоминают в ВП 3. С использованием поданной на ВП 3 информации в нем вычисляют по формулам (10) и (11) текущие значения ГШц, ГДц, Нц, которые с первого, второго и третьего выходов ВП 3 подают на соответствующие входы ПРД 4. Информацию, поступившую на ПРД 4, по радиолинии передают на ПРМ 5, где принимают эту информацию. Принятые ПРМ 5 значения ГШц, ГДц и Нц соответственно с первого, второго и третьего выходов ПРМ 5 подают на соответствующие входы ВЛ 11 и запоминают эту информацию в нем. На ЛА с помощью ПССН 6 измеряют текущие значения ГШл, ГДл, Wxл, Wyл, Wzл и соответственно с первого, второго, третьего, четвертого и пятого выходов ПССН 6 подают на соответствующие входы ВЛ 11, запоминая эту информацию в нем. На ЛА также с помощью ВМ 7 измеряют текущее значение Н и с выхода ВМ 7 подают это значение на девятый вход ВЛ 11, запоминая там эту информацию. С помощью ИС 8 на ЛА измеряют текущее значение V и с выхода ВС 8 подают это значение на десятый вход ВЛ 11, запоминая там эту информацию, а с помощью ИУАС 9 измеряют текущие значения α и β и соответственно с первого и второго выходов ИУАС 9 подают эти значение на одиннадцатый и двенадцатый входы ВЛ 11, запоминая эту информацию в нем. Кроме того, на ЛА с помощью МКЛ 10 измеряют текущее значение Км и с выхода МКЛ 9 подают это значение на тринадцатый вход ВЛ 11, запоминая в нем эту информацию. С использованием информации, поданной на его входы, в ВЛ 11 вычисляют по формулам (12)-(19) текущие значения dF и dД. С первого выхода ВЛ 11 значение dF подают в систему управления ЛА, а со второго выхода ВЛ 11 значение dД подают в систему управления сбросом бомбы.

Источники информации
1. Гладков Д.И., Балуев В.М., Григорьев В.Г. и др. "Авиационное вооружение", - М., Военное издательство, 1987 г., с. 200-209.

2. Зенкевич Н.Н., Ганулич А.К. "Прицельно-навигационные комплексы", часть 1, - издание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1972 г., с.143-150.

Изобретение (И) относится к способам прицеливания (П) при бомбометании с летательного аппарата (ЛА) по наземным целям (НЦ) и при десантировании объектов с ЛА. Техническим результатом является обеспечение возможности П в любое время суток и в любых метеоусловиях по малоконтрастным НЦ. Это достигается тем, что предварительно на наземном пункте (НП) определяют географические координаты (ГК) его местоположения (М), в вычислитель (В) НП вводят цифровую карту местности с высотой ее рельефа, угол магнитного склонения (УМС). В В ЛА предварительно вводят баллистическую информацию, УМС. В ходе П на НП измеряют координаты НЦ относительно НП, вычисляют ГК НЦ и передают их на ЛА по радиоканалу. На ЛА принимают ГК НЦ и радиоизлучение от искусственных спутников Земли (ИСЗ) системы спутниковой навигации, определяют ГК М ЛА и путевую скорость W ЛА, измеряют текущие значения (ТК) высоты Н и скорости V полета, магнитного азимута и угла тангажа продольной оси ЛА, углов атаки и скольжения ЛА. По этой информации на ЛА вычисляют ТК скорости цели, скорости ветра, требуемые значения дальности Дтр между ЛА и НЦ в момент сброса бомбы (Б) или десантируемого объекта (ДО) и бортового угла Fтр НЦ, ТК дальности Д между ЛА и НЦ и бортового угла F НЦ, ТК разностей dД между Дтр и Д и dF между Fтр и F, изменяют направление полета ЛА до получения нулевого значения величиной dF и сбрасывают Б или ДО при достижении нулевого значения величиной dД. 4 ил.

Способ прицеливания, который состоит в том, что предварительно в вычислитель летательного аппарата вводят известные зависимости А (Н, V, θ, λ) и Т (Н, V, θ, λ) штилевого относа А и времени Т падения бомбы или десантируемого объекта от высоты Н и скорости V полета летательного аппарата, угла λ его пикирования, характеристического времени θ, а также заданные значения θ и вектора R выноса, в процессе прицеливания измеряют значения Н и V, вводят значения Н, V, λ в вычислитель летательного аппарата, в котором по введенным зависимостям А(Н, V, θ, λ), Т (Н, V, θ, λ) и значениям R, H, V, θ, λ вычисляют значения А и Т, вычисляют также требуемое значение Дтр дальности между летательным аппаратом и целью в момент сброса бомбы или десантируемого объекта и требуемое значение Fтр бортового угла цели, текущие значения разности dД между Дтр и текущим значением Д дальности до цели и разности dF между Fтр и текущим значением F бортового угла цели, изменяют направление полета летательного аппарата до получения нулевого значения величины dF и сбрасывают бомбу или десантируемый объект при достижении нулевого значения величиной dД, отличающийся тем, что на наземном пункте предварительно определяют значения географической широты ГШп, географической долготы ГДп и высоты Нп над уровнем моря местоположения этого пункта, в вычислитель этого пункта вводят предварительно цифровую карту местности района его расположения с цифровой матрицей высоты рельефа местности над уровнем моря, в процессе прицеливания на наземном пункте измеряют текущее значение Дцп(t) расстояния между этим пунктом и наземной целью и текущее значение Ацп(t) угла магнитного азимута направления из наземного пункта на эту цель и вводят эти значения в вычислитель этого пункта, где с использованием введенной информации вычисляют текущие значения угла Вц(t) возвышения, координат Хц(t), Zц(t) этой цели относительно наземного пункта, текущие значения географической широты ГШц(t), географической долготы ГДц(t) и высоты Нц(t) над уровнем поря местоположения этой цели и периодически передают значения ГШц(t), ГДц(t), Нц(t) по радиоканалу на летательный аппарат, где их принимают и вводят в вычислитель летательного аппарата, где их запоминают и обновляют по мере поступления, на летательном аппарате измеряют текущие значения углов d(t) атаки, β(t) скольжения, Км(t) магнитного курса и U(t) тангажа продольной оси летательного аппарата и вводят эти значения в вычислитель летательного аппарата, на летательном аппарате также принимают радиосигналы от искусственных спутников Земли системы спутниковой навигации, с использованием этих сигналов определяют текущие значения географических широты ГШл(t) и долготы ГДл(t) местоположения летательного аппарата, а также проекцией Wхл(t), Wул(t) его путевой скорости на оси системы координат ЛХYZ, начало которой помещают в точке Л местоположения летательного аппарата, ось ЛХ направляют на север по касательной к географическому меридиану, проходящему через точку Л, ось Лz направляют на восток по касательной к географической параллели, проходящей через точку Л, а ось ЛY направляют вверх перпендикулярно плоскости ЛХZ, и вводят эти значения в вычислитель летательного аппарата, с использованием введенной информации на летательном аппарате вычисляют текущее значение λ(t) угла пикирования (кабрирования) летательного аппарата, текущие значения проекций Vx(t), Vy(t), Vz(t) скорости летательного аппарата на оси системы координат ЛХYZ, текущие значения проекций Ux(t), Uy(t), Uz(t) скорости ветра на оси системы координат ЛХYZ, текущие значения проекций Vцх(t), Vцу(t), Vцz(t) скорости цели на оси системы координат ЛХYZ, текущие значения Хтр(t), Yтр(t), Zтр(t) требуемых координат летательного аппарата относительно цели в момент сброса бомбы или десантируемого объекта в системе координат ЛХYZ, которые используют для вычисления значений Дтр и Fтр, текущие значения dХцл(t), dYцл(t), dZцл(t) координат летательного аппарата относительно цели в системе координат ЛХYZ, и текущие значения Д дальности между летательным аппаратом и целью и F бортового угла цели.