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 производят по формуле = фв-*в как разность между фиксированным углом прицеливания - нулем неподвижной оси фв - 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 = фв-*в, (1) как разность между фиксированным углом прицеливания - нулем неподвижной оси фв 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 фв - 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;
Cу - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки в связанной системе координат;
q - скоростной напор воздушного потока;
ny - 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+Gm+Gn, (4)
где G0 - вес ЛА без топлива и подвесок, указанный в его техническом описании (ТО);
Gn - вес подвесок, определяют в соответствии с полетным заданием;
Gm=Gmо-Gmp - текущий вес топлива;
Gmo - вес заправленного топлива, определяют в соответствии с полетным заданием,
Gmр - 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;
Gmnpi=Gmnpi (nnp) - приведенный расход топлива, определяют в зависимости от величины nnp по графику в ТО ЛА,
nnр - 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= TН(1+0.2М2) - температура заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
TH= 288.9-0.006328Hист - температура окружающего воздуха на данной высоте;
P*1=PНвх(Mист) (1+0.2Мист 2)3.5 - давление заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
РН= Р0(1Нист/44308)5.2553 - давление окружающего воздуха на данной высоте;
Р0= 760 мм рт.ст - давление воздуха на уровне моря в стандартных атмосферных условиях;
вх(Mист) - 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);
Мист=М+Ma - истинное значение числа Маха;
М - значение числа Маха, регистрируемое СОК;
Ma(MI,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);
Hист = H+Hзап+Ha - барометрическая высота;
Н - высота полета, регистрируется СОК,
Hзап - поправка на запаздывание, определяют по формуле
где Pзап(H, Vy) - 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),
Vy - вертикальная составляющая скорости ЛА, регистрируется СОК,
Ha(Ma, 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 Cy(Mист) - приводится в ТО ЛА. Скоростной напор воздушного потока q определяют по формуле
где H = 1.225(0.9985 - 0.092Hг + 0.00278 Hг 2 - 0.00002 Hг 3 - 0.0000002Hг 4) - плотность воздуха на данной высоте;
Нг=1-0,0001Нист - геопотециальная высота;
истинное значение скорости полета ЛА. Значение вертикальной перегрузки ny регистрируется СОК. С учетом приведенных выше формул выражение для определения угла атаки примет вид, представленный в конце описания.
Формула изобретения
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;
Cу - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки в связанной системе координат;
q - скоростной напор воздушного потока;
ny - значение вертикальной перегрузки.
РИСУНКИ
Рисунок 1