Авиационные оптико-электронные системы прицеливания и наведения (120

Рис. 10. Схема пространственной гиростабилизации линии визирования

При косвенной стабилизации куб-призмы ВС разворачиваются посредством дистанционной следящей передачи (ДСП) по команде центральной гиросистемы самолета. При этом конструкция ВС существенно упрощается, однако для устранения погрешностей ДСП и влияния изгиба корпуса самолета на положение линии визирования необходимо вводить соответствующую коррекцию. Она вырабатывается бортовой ЭВМ на основании вводимой в нее информации о значении текущего изгиба корпуса самолета и ожидаемой погрешности ДСП.

5.РЕШАЮЩИЕ УСТРОЙСТВА

ИМЕХАНИЗМЫ УПРАВЛЕНИЯ ОПТИЧЕСКИХ ПРИЦЕЛОВ БОМБОМЕТАНИЯ

Всоставе ОПБ указанные выше устройства и механизмы служат для автоматического ввода и пересчета исходной при- цельно-навигационной информации (в первую очередь параметров

21

H , V , U ), функционального управления линией визирования в процессе автоматического слежения за целью, расчета баллистики

команд на разворот самолета и сброс бомбы.

Особенности исполнения и работы этих устройств весьма специфичны применительно к конкретной модификации ОПБ. До недавнего времени они представляли собой устройства аналогового типа в виде потенциометрических решающих и следящих мостов (ПРМ), коноидов и фрикционных интеграторов. Вариант исполнения таких устройств рассматривается студентами на одной из лабораторных работ на примере прицела ОПБ-15Т. Основные сведения о технических характеристиках этого прицела и параметрах его телевизионной визирной системы приводятся в описании соответствующей лабораторной работы.

Важнейшими функциональными и конструктивно самостоятельными блоками прицела ОПБ-15Т следует считать визирную головку (ВГ), решающий прибор (РП) и собственно прицел (П), ко-

торые связаны между собой только чисто электрически. Визирная головка размещается под фюзеляжем самолета и

включает в себя телекамеру с встроенным гиростабилизатором, а также электроприводы и механизмы управления их работой. Решающий прибор содержит счетно-решающие устройства и механизмы управления, обеспечивающие ввод и пересчет значений высоты и скорости полета самолета, расчет продольной составляющей его путевой скорости, вычисление баллистических параметров бомбы и

расчет значения tg п и его дистанционную передачу в блок П.

Собственно прицел является основным блоком прибора, на передней панели которого располагается экран ВКУ оптикотелевизионной визирной системы, рукоятки управления, индикаторы и шкалы. Внутри прибора размещаются механизмы синхронизации (МС) и стабилизации вектора цели (МСВЦ), устройство для измерения составляющих вектора ветра и их изменения при развороте самолета по курсу, системы дистанционной передачи

углов в и в ВГ, а также механизм боковой наводки.

Баллистические параметры бомбы в виде отношений Тб Н, TA0 Н, T Н сначала вырабатываются на соответствую-

щих потенциометрах-датчиках (ПД) потенциометрических решающих мостов (ПРМ) сначала как функции Н и с помощью

22

трехлопастного коноида, а затем уточняются как функции V с помощью нелинейного потенциометра, щетка которого перемещается пропорционально V (рис. 11).

Рис. 11. Функциональная схема устройства для расчета баллистических параметров бомбы

Значение тангенса угла прицеливания с помощью ПРМ вырабатывается на потенциометре-датчике ПД согласно зависимости

tg п VTНA0 UНX Tб 2LНс ,

а затем посредством дистанционной следящей передачи (исполнительный двигатель (Д), усилитель рассогласования (УР) и потенцио- метр-приемник (ПП)), поступает в блок (П), где пропорционально

значению tg п перемещаются индекс на шкале углов визирования и

один из контактов механизма автоматического сбрасывания (МАС). Второй контакт автоматически поворачивается от МС пропорцио-

нально значению tg в, а поэтому в момент достижения равенствав п контакты замыкаются и МАС выдает команду на сброс

бомбы (рис. 12).

Механизм синхронизации (МС) представляет собой фрикционный интегратор, который обеспечивает разворот призм продольного и бокового визирования в процессе слежения за целью, компенсируя тем самым поступательное движение самолета относительно цели со скоростью W (рис. 13). Фрикционный диск 1 МС вращается от двигателя (Д) с некоторой постоянной угловой ско-

23

ростью 1, а ролики 2 и 3 автоматически смещаются относительно его центра на величины i , пропорциональные отношениям WX Н и WZ Н. Легко увидеть, что изменение угла поворота ролика 2 будет определяться по выражению

Так как 1 r сonst, в итоге углы поворота роликов 2 и 3 будут

пропорциональны изменению тангенса угла визирования и его бокового смещения за некоторый промежуток времени t, т. е.

Рис. 12. Функциональная схема расчета и отработки угла прицеливания

Рис. 13. Функциональная схема механизма синхронизации

24

Аналогичным образом при развороте фрикционного диска механизма стабилизации вектора цели (МСВЦ) на угол V и соответ-

ствующем смещении роликов пропорционально текущим значениям tg в и tg 0 обеспечивается дополнительный разворот призм,

который компенсирует вращательное движение самолета относительно поверхности Земли. Одновременно с этим в процессе выхода самолета на боевой курс механизм, аналогичный МСВЦ, обеспечивает преобразование составляющих вектора ветра. Полученное в результате суммирования движение от рукояток визирования, МС и МСВЦ после его арктангенсного преобразования посредством дистанционной следящей передачи поступает в ВГ, обеспечивая необходимый для слежения за целью поворот кубпризм продольного и бокового визирования.

Механизм боковой наводки формирует команды на разворот самолета, обеспечивая его выход на боевой курс, в процессе непрерывного сравнения текущих значений бортового угла пеленга

пi на псевдоцель и угла сноса самолета (см. рис. 3). Очевидно,

что для выполнения боковой наводки самолет нужно разворачивать по курсу до тех пор, пока разность этих углов не станет равной нулю. Полагая, что самолет в процессе выполнения боковой

наводки разворачивается на угол V БК 0 «мгновенно»,

можно получить следующие выражения для расчета углов пеленга и сноса:

Расчет этих углов выполняют с помощью двух потенциометрических решающих мостов, с выхода которых их значения поступают на механический сумматор. Последний пропорционально их разности поворачивает щетку потенциометра-датчика системы управления разворотом самолета, заставляя его изменять свой курс.

25

6. ЭТАПЫ И ПУТИ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ОПТИЧЕСКИХ ПРИЦЕЛОВ БОМБОМЕТАНИЯ

Простейшие устройства для прицельного сбрасывания авиационных бомб появились в конце Первой мировой войны. Они представляли собой визиры коллиматорного типа, которые позволяли бомбардиру в процессе слежения за целью фиксировать момент сброса бомбы как момент достижения равенства текущего угла

визирования вi и угла прицеливания 0 , который предварительно определялся по баллистическим таблицам как функция высоты

искорости полета самолета.

Всередине 1930-х годов был создан первый полуавтоматический прицел бомбометания ОПБ1С, в котором использовались визирная система телескопического типа с пузырьковой вертикалью

ипростейший электромеханический вычислитель угла прицеливания. Вращением рукоятки синхронизации бомбардир непрерывно удерживал перекрестие сетки визира на изображении наземной

цели и в момент, когда в п, осуществлял сброс бомбы.

Значительный прорыв в совершенствовании прицелов бомбометания был сделан в годы Второй мировой войны, к концу которой были разработаны и приняты на вооружение прицелы ОПБ4С, а несколько позже – ОПБ5С. Это были уже почти автоматические устройства, в которых телескопический визир стабилизировался в пространстве за счет механической связи с внешними рамками гиростабилизатора, а процесс вывода самолета на боевой курс и прицеливание по дальности выполнялись при минимальном участии бомбардира. Последний лишь обеспечивал коррекцию автоматически работающих механизмов боковой наводки и синхронизации в ходе непрерывного слежения за целью.

За период с середины 1930-х по начало 1980-х годов было разработано 17 модификаций ОПБ для прицельного сбрасывания бомб как при горизонтальном, так и при негоризонтальном полете. При этом основные усилия по совершенствованию их каждой новой модификации были направлены на повышение точности бомбометания, а также на сокращение времени прицеливания за счет максимальной автоматизации всех этапов прицеливания и расширения диапазонов значений исходных параметров (в первую очередь Н, V , U , ). Кроме того, с целью расширения тактических

26

возможностей бомбардировочной авиации во время Великой Отечественной войны были разработаны и опробованы специальные приемы и соответствующее приборное оборудование для прицельного бомбометания при негоризонтальном полете [2, 3].

Современные приборы для прицельного бомбометания при горизонтальном полете позволяют: 1) осуществить процесс прицеливания за 15…20 с с момента обнаружения цели; 2) обеспечить автоматический ввод параметров пилотирования самолета по высоте 0,2…24 км и скорости 500…2500 км/ч, вектора ветра 0…400 км/ч, а также ручной ввод значений = 20…30 с; 3) получить вероятност-

ную нормативную погрешность бомбометания BПN (техническое

рассеяние точек разрыва бомб), определяемую в метрах согласно эмпирической зависимости вида

BПN 0,08V 8H,

где H – высота полета, км; V – скорость полета, км/ч.

Общая тенденция совершенствования прицельно-навигацион- ных комплексов самолетов-бомбардировщиков, наметившаяся с конца 1970-х годов, направлена на разработку автономной и многофункциональной аппаратуры с использованием оптико-элект- ронных визиров (ОЭВ) круглосуточного действия в сочетании с бортовой ЭВМ в качестве основного решающего и управляющего средства. Функциональная схема такого ОПБ цифрового типа представлена на рис. 14.

Штурман-бомбардир с помощью высокочувствительного телевизионного визира (телекамера (ТК), электронный тракт (ЭТ) и видеоконтрольное устройство (ВКУ)) путем разворота рукояток визирования (РВ) командного прибора (КП) осуществляет поиск и обнаружение наземной цели. Опознав цель, он задает команду на запись ее образа в блок памяти (БП), после чего включает контур автоматического слежения ТК за выбранной целью. В этом режиме работы прицельного комплекса цифровой коррелятор (ЦК) в процессе непрерывного сравнения (поиска максимума функции

взаимной корреляции) текущего видеосигнала Uт, создаваемого ТК, с эталонным образом цели Uэ, хранящемся в БП, формирует сигналы U X и UZ их взаимного рассогласования (пространствен-

ного сдвига). По команде последних устройство слежения (УС) формирует и выдает сигналы управления на шаговые двигатели

27

(ШД), которые разворачивают призмы продольного (ППВ) и бокового (ПБВ) визирования ТК таким образом, чтобы оптическая ось визира (линия визирования) была все время направлена на цель. Одновременно с этим цифровой вычислитель (ЦВ) на основе введенных в него параметров пилотирования самолета из автоматических датчиков высоты (ДВ), датчиков воздушной скорости (ДС) и доплеровского измерителя составляющих путевой скорости

(ДИС), а также текущих значений углов визирования в и бокового смещения визирного луча 0 , формируемых датчиками углов (ДУ), и типа бомбы ( ) рассчитывает значения угла прицеливанияп и угла разворота самолета по курсу V . С учетом значений

этих углов механизм боковой наводки (МБН) и механизм автоматического сбрасывания (МАС) формируют команды на разворот самолета для его выхода на боевой курс и на сброс бомбы в момент прихода самолета в требуемую точку пространства. Благодаря механической связи ППВ и ПБВ с внешними рамками гиростабилизатора (ГС) обеспечивается пространственная стабилизация линии визирования ТК.

Рис. 14. Функциональная схема ОПБ с цифровыми решающими устройствами

28

Однако точностные возможности прицеливания современных ОПБ приблизились к их технически достижимому пределу, поэтому существенное повышение точности бомбометания возможно лишь на основе использования управляемого оружия – управляемых авиационных бомб (УАБ).

7. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ И ПОГРЕШНОСТИ ПРИЦЕЛИВАНИЯ ПРИ БОМБОМЕТАНИИ

Требуется рассчитать параметры прицеливания и оценить отклонение точки разрыва бомбы от цели при известных условиях реализации процесса бомбометания при горизонтальном полете (см. условия домашнего задания). Решение поставленной задачи может быть выполнено в следующем порядке.

А. Расчет параметров прицеливания

1. Рассчитывают значения истинной высоты и воздушной скорости полета самолета по формулам

Н На Н;

V Vпр V ,

где На – абсолютная высота полета (измеряемая от уровня Мирового океана); Vпр – приборное значение скорости самолета;Н, V – поправки к значениям параметров.

2. По баллистическим таблицам как функцию параметров Н, V , интерполяцией ближайших табличных значений опреде-

ляют время падения бомбы Тб и тангенс ее углового отставания

tg б.

3. Строят векторный треугольник скоростей и рассчитывают значения составляющих путевой скорости самолета и угла его сноса:

4. Строят прицельную схему (см. рис. 4) и на основе ее анализа рассчитывают значения угла прицеливания и бокового смещения линии визирования для случая серийного бомбометания:

29

tg п.с WHX Tб tg б 2LHC ;

tg с WHZTб cos п.с tg 0 cos п.с.

5. По эмпирической зависимости как функцию параметров пилотирования самолета рассчитывают нормативную вероятностную погрешность бомбометания (линейный промах):

BПN 8H 0,08V ,

где H – высота полета, км; V – скорость самолета, км/ч. Фактическую погрешность бомбометания (отклонение точки

разрыва бомбы от цели) определяют как сумму ее случайных составляющих, обусловленных погрешностью выхода самолета на боевой курс , погрешностями расчета и построения углов

прицеливания п и бокового смещения линии визирования 0

прицельным комплексом, а также погрешностью гиростабилизатора при построении им местной вертикали.

Так как в условиях лаборатории погрешности гиростабилизации углового поля визирной системы прибора и выхода самолета на боевой курс отсутствуют, фактический промах можно рассчитать по формуле

ф Н tg п.с tg п.с 2 tg 0 c tg 0 c 2 ,

где звездочками обозначены значения углов, выработанных прицельным комплексом и снятых с соответствующих его шкал после ввода в него исходных параметров согласно варианту домашнего задания, а без звездочек – углы, полученные расчетным путем (см. п. 4). Понятно, что для нормально работающего прицельного ком-

плекса ф ВОN .

Б. Расчет дальности опознавания цели и времени на выполнение прицеливания

Полагая, что после опознавания цели самолет существенно не меняет свой курс, время прицеливания и дальность опознавания цели можно рассчитать согласно схеме (рис. 15):

30