Способ контроля точности юстировки прицела летательного аппарата в вертикальной плоскости

 

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 Δϕ производят по формуле Δϕ = ϕ^ф_в-ϕ^*_в как разность между фиксированным углом прицеливания - нулем неподвижной оси ϕ^ф_в - и расчетным углом прицеливания ϕ^*_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 Δϕ определяют по формуле Δϕ = ϕ^ф_в-ϕ^*_в, (1) как разность между фиксированным углом прицеливания - нулем неподвижной оси ϕ^ф_в и расчетным углом прицеливания ϕ^*_в, определяемым на Земле по материалам средств объективного контроля 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 невысокая точность контроля юстировки вследствие использования в (2) значения угла атаки α_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 Δϕ 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 ϕ^ф_в - нулем неподвижной оси и расчетным углом прицеливания ϕ^*_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^α_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 α_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_Нσ_вх(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;
σ_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+δM_a - истинное значение числа Маха;
М - значение числа Маха, регистрируемое СОК;
δM_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+δH_зап+δH_a - барометрическая высота;
Н - высота полета, регистрируется СОК,
δH_зап - поправка на запаздывание, определяют по формуле

где δP_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,
δH_a(δM_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^α_y(M_ист) - приводится в ТО ЛА.

Скоростной напор воздушного потока q определяют по формуле

где ρ_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 ϑ - текущий угол тангажа ЛА;
ϑ₀ - угол тангажа ЛА в момент привязки к мишени;
ϕ^*_в - расчетный угол прицеливания;
α_аm - угол атаки ЛА;
D -текущая дальность до мишени;
D₀ - начальная дальность до мишени,
отличающийся тем, что значение угла атаки α_аm определяется по формуле

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

РИСУНКИ

Рисунок 1