Способ управления планирующей авиабомбой при ветре

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для построения систем управления авиабомбами различного назначения. Способ основан на измерении скорости полета авиабомбы с помощью датчиков давления и температуры, установленных в носовой и боковых частях бомбы. По информации от этих датчиков, по заложенному алгоритму, выполняется управление полетом бомбы с помощью рулей с электрическим приводом. При достижении летательным аппаратом (ЛА) области досягаемости цели авиабомбой (АБ) с помощью бортовых систем измеряют взаимное положение координат ЛА и цели (дальность L и высота Н). С помощью бортовых датчиков в ЛА измеряют путевую скорость V и скорость ветра. Данную информацию (расстояние до цели L и скорость движения ЛА в направлении цели V, а также скорость ветра) непрерывно вводят в вычислители, входящие в состав прицельно-навигационного комплекса ЛА и АБ. На основании известных алгоритмов непрерывно вычисляют необходимое отклонение рулей АБ и сигналы, пропорциональные отклонению рулей, подают на приводы АБ. Положение рулей АБ контролируют с помощью датчиков обратных связей, соединенных с рулями АБ. Направление бомбометания выбирают с учетом скорости и направления ветра. В момент отцепки АБ от ЛА электропитание рулей от ЛА прекращается. После отрыва АБ от ЛА запускается источник электропитания на АБ и управление рулями осуществляется от него. После запуска источника тока на борту АБ запускается вычислитель АБ. С помощью датчика скорости, установленного в носой части бомбы, непрерывно определяют полное давление потока воздуха в направлении движения авиабомбы и вычисляют скорость движения авиабомбы v. Определяют статическое давление воздуха в зоне авиабомбы P. За каждый промежуток времени полета Δt с помощью соотношения v=Δh/Δt определяют вертикальную составляющую vскорости падения авиабомбы, где Δh- высота, на которую опустилась авиабомба за время Δt, которую, в свою очередь, определяют с помощью соотношения Δh=h-h=ln(P/P)RT/gM, где P- атмосферное давление на высоте h, P- атмосферное давление на высоте h(h>h), М - молярная масса воздуха, g - ускорение свободного падения, R- универсальная газовая постоянная, Т- средняя температура воздуха на высотах hи h. Определяют горизонтальную составляющую скорости полета авиабомбы с помощью соотношения v=(v-v). Вычисляют откорректированное значение скорости движения авиабомбы с помощью соотношения v=kv, где k=v/v(v- первое измеренное носовым датчиком скорости значение скорости авиабомбы после ее отцепления от летательного аппарата). С помощью как минимум двух датчиков потока газа, установленных в авиабомбу слева и справа от оси бомбы, определяют полные давления потоков воздуха Pи Pсоответственно с левой и с правой сторон бомбы. С помощью соотношений v=[2(P-P)/ρ]и v=[2(P-P)/ρ]определяют боковые перпендикулярные оси бомбы (левое - vи правое - v) скорости движения авиабомбы под действием ветра, выбирают из них максимальное значение и по нему определяют направление (правое или левое) смещения авиабомбы под действием ветра. С помощью соотношения α=arcsin(v/v) определяют угол αповорота горизонтальной скорости движения авиабомбы vпод действием ветра. С помощью соотношения v=vcosαопределяют фактическое значение горизонтальной составляющей скорости полета авиабомбы в направлении цели v. С помощью соотношения ΔS=vΔt вычисляют расстояние ΔS, пройденное авиабомбой до цели за промежуток времени Δt. Непрерывно с вычислителя авиабомбы на электроприводы рулей авиабомбы подают команды управления, обеспечивающие наклон и поворот авиабомбы, позволяющие выбирать скорости vи vтакими, чтобы падение авиабомбы в цель произошло на расстоянии, где n=H/Δh. 3 ил.

Способ управления планирующей авиабомбой при ветре, заключающийся в том, что авиабомбу закрепляют на летательном аппарате, так чтобы ее продольная ось совпадала с направлением полета летательного аппарата, подключают вычислитель летательного аппарата к вычислителю авиабомбы, направляют летательный аппарат в зону цели, с помощью вычислителя летательного аппарата непрерывно измеряют курсовую скорость летательного аппарата и высоту полета, фиксируют цель, определяют расстояние до цели, определяют скорость и направление ветра, направляют летательный аппарат на цель с учетом сноса авиабомбы ветром, вводят в вычислитель авиабомбы в качестве полетного задания расстояние до цели L, высоту полета H и курсовую скорость ν₀, непрерывно вычисляют необходимое отклонение рулей авиабомбы и сигналы, пропорциональные отклонению рулей, подают на электроприводы авиабомбы, положение рулей авиабомбы контролируют с помощью датчиков обратных связей, соединенных с рулями авиабомбы, отсоединяют авиабомбу от летательного аппарата и включают электропитание авиабомбы, с помощью датчика давления, установленного в авиабомбе, непрерывно определяют статическое давление воздуха в зоне авиабомбы P_i, с помощью датчика температуры, установленного на наружной поверхности авиабомбы, измеряют температуру воздуха в зоне авиабомбы T_i, с помощью соотношения

где P_i - атмосферное давление на высоте h_i,

P_i+1 - атмосферное давление на высоте h_i+1 (h_i>h_i+1),

М - молярная масса воздуха,

g - ускорение свободного падения,

R_c - универсальная газовая постоянная,

Т_с - средняя температура воздуха на высотах h_i и h_i+1,

определяют высоту Δh_i, на которую опустилась авиабомба за время Δt, с помощью соотношения

определяют вертикальную составляющую ν_yi скорости падения авиабомбы, с помощью датчика скорости потока газа, установленного в носовой части авиабомбы, непрерывно определяют полное давление потока воздуха Р_р в направлении движения авиабомбы и за каждый промежуток времени полета Δt вычисляют скорость движения авиабомбы ν_i с помощью соотношения

где ρ - плотность воздуха,

отличающийся тем, что вычисляют откорректированное значение скорости движения авиабомбы с помощью соотношения

где k=ν₀/ν₁ (ν₁ - первое измеренное носовым датчиком скорости значение скорости авиабомбы после ее отцепления от летательного аппарата),

с помощью соотношения

определяют горизонтальную составляющую скорости полета авиабомбы, с помощью как минимум двух датчиков потока газа, установленных в авиабомбу слева и справа от оси бомбы, определяют полные давления потоков воздуха Р_рлi и Р_рпi соответственно с левой и с правой сторон бомбы, с помощью соотношений

и

определяют боковые перпендикулярные оси бомбы (левое - ν_iл и правое - ν_iп) скорости движения авиабомбы под действием ветра, выбирают из них максимальное значение и по нему определяют направление (правое или левое) смещения авиабомбы под действием ветра, с помощью соотношения

определяют угол α_i поворота горизонтальной скорости движения авиабомбы ν_xi под действием ветра, с помощью соотношения

определяют фактическое значение горизонтальной составляющей скорости полета авиабомбы в направлении цели с помощью соотношения

вычисляют расстояние пройденное авиабомбой до цели за промежуток времени Δt, непрерывно с вычислителя авиабомбы на электроприводы рулей авиабомбы подают команды управления, обеспечивающие наклон и поворот авиабомбы, позволяющие выбирать скорости ν_yi и ν_xi такими, чтобы падение авиабомбы в цель произошло на расстоянии

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для построения систем управления авиабомбами различного назначения.

Известны различные способы управления траекторией полета авиабомб, основанные на управлении рулями авиабомбы по команде с вычислителя бомбы. Конструкции таких бомб являются сложными техническими устройствами.

Для результативного бомбометания планирующими авиабомбами необходимо применять сложные системы управления полетом этих бомб с применением радиоэлектронных устройств, подвергаемых воздействию средств радиоэлектронной борьбы (РЭБ).

Известен способ управления планирующей авиабомбой, основанный на измерении скорости полета авиабомбы с помощью датчиков давления и температуры, установленных в носовой части бомбы. По информации от этих датчиков, по заложенному алгоритму, выполняется управление полетом бомбы с помощью рулей с электрическим приводом. Такая система управления защищена от воздействия средств РЭБ. В основу этого способа управления положены известные закономерности о взаимосвязи давления газа со скоростью движения потока такого газа (Кузнецов Н.С. Предложения по модернизации системы управления авиабомбой // Научно-технический сборник ГНЦ РФ ФГУП «ЦНИИХМ им. Д.И. Менделеева» // Боеприпасы, 2018 г., №1).

Недостатком данного способа является то, что в нем отсутствует система коррекции траектории полета бомбы при действии на последнюю ветра, который относит бомбу в сторону. Коррекция осуществляется только в момент отцепления бомбы от летательного аппарата (ЛА) за счет упреждения, выполняемого летательным аппаратом.

Для обеспечения учета влияния на траекторию движения авиабомбы бокового и курсового ветра в предлагаемом техническом решении выполняется измерение скорости движения бомбы под действием бокового ветра, и производятся корректирующие расчеты. В основу предлагаемого способа управления положены известные закономерности о взаимосвязи давления газа со скоростью движения потока такого газа.

Описание технического решения поясняется рисунками, приведенными на фиг. 1, 2 и 3. Фиг. 1. Схема определения давлений в потоке газа: I - трубка для измерения давления P₁, II - трубка для измерения давления Р₂. Фиг. 2. Схема движения авиабомбы после отцепления от ЛА. Фиг. 3. Схема установки датчиков скорости на авиабомбе: 1 - сечение корпуса авиабомбы, 2 - датчик скорости в носовой части бомбы, 3 и 4 датчики скорости по бокам бомбы.

Согласно теореме Бернулли, при установившемся движении газа без учета трения, полное давление, равное сумме статического и динамического (скоростного) давлений, сохраняет свою величину вдоль траектории движения частицы газа. Эта закономерность используется на практике для измерения скорости потока газа. Принцип такого измерения поясняется схемой, приведенной на фиг. 1.

Математически величину полного давления Р₂ потока воздуха, движущегося со скоростью V, можно выразить с помощью известного соотношения:

где P₁ - статическое давление, ρ - плотность воздуха, V- скорость потока.

Преобразовав (1), получим выражение для скорости потока воздуха V.

В (2) плотность воздуха ρ величина переменная, и зависит от давления и температуры воздуха в зоне измерения. Как известно, ρ можно определить с помощью соотношения:

где R - газовая постоянная, равная для воздуха 286,7 Дж/(кг×°К); Т - температура по шкале Кельвина.

Приведенные выше соотношения показывают, что на практике представляется возможность определять скорость тела движущегося в воздухе на основании измерения давлений и температуры по схеме, показанной на фиг. 1. Предлагается такой способ использовать для определения скорости, падающей авиабомбы. Для этого в носовую часть и с боков авиабомбы необходимо установить комбинацию из трубок и датчиков. Обработав информацию от измерительных устройств по заданному алгоритму, в каждый момент времени определяется скорость движения бомбы, как вперед (по данным с носового датчика скорости), так и в бок (по данным с боковых датчиков скорости).

Сущность предлагаемого технического решения состоит в следующем. При достижении летательным аппаратом (ЛА) области досягаемости цели авиабомбой (АБ) с помощью бортовых систем ЛА измеряют взаимное положение координат ЛА и цели (дальность L и высота Н). С помощью бортовых датчиков в ЛА измеряют путевую скорость V и скорость ветра. Данную информацию (расстояние до цели L и скорость движения ЛА в направлении цели V, а также скорость ветра) непрерывно вводят в вычислители, входящие в состав прицельно-навигационного комплекса ЛА и АБ. На основании известных алгоритмов, непрерывно вычисляют необходимое отклонение рулей АБ и сигналы, пропорциональные отклонению рулей, подают на приводы АБ. Положение рулей АБ контролируют с помощью датчиков обратных связей, соединенных с рулями АБ. Направление бомбометания выбирают с учетом скорости и направления ветра. В момент отцепки АБ от ЛА электропитание рулей от ЛА прекращается. После отрыва АБ от ЛА запускается источник электропитания на АБ и управление рулями осуществляется от него.

Алгоритм управления АБ заключается в следующем. После запуска источника тока на борту АБ запускается вычислитель АБ. В этом вычислителе в качестве полетного задания зафиксированы (переданы от вычислителя ЛА) координаты цели относительно АБ в виде высоты полета Н и дальности L, а также начальная курсовая скорость полета АБ v₀.

На фиг. 2 приведена схема движения АБ после ее отцепления от ЛА, на которой показаны эти исходные параметры, а также разложение скорости падения АБ на горизонтальную и вертикальную составляющие.

Дальность до цели по горизонту S определяется с помощью соотношения:

В вычислитель АБ непрерывно поступает информация от датчиков скорости, установленных в носовой и боковых частях АБ (см. фиг. 3), а также от датчика статического давления атмосферы в зоне АБ и датчика температуры в зоне АБ. Вычислитель непрерывно выдает команды на электроприводы рулей АБ, обеспечивая расчетное положение АБ по информации от датчиков скорости. Это расчетное положение определяется углом наклона оси АБ по отношению к горизонту и курсу. Именно углом наклона АБ изменяется сила сопротивления воздуха движению бомбы в направлении цели, так как при изменении угла наклона изменяется площадь сечения АБ в направлении движения.

Силу лобового сопротивления D, оказываемого движению бомбы в воздухе можно оценить с помощью известного соотношения:

где ρ - плотность воздуха, F - площадь поперечного сечения бомбы, V - скорость движения, а C_D(M) - безразмерная функция числа Маха (равного отношению скорости снаряда к скорости звука в среде, в которой движется снаряд), называемая коэффициентом лобового сопротивления.

Как видно из (5), сила лобового сопротивления пропорциональна площади поперечного сечения АБ F.

Для полета на максимальную дальность бомба должна лететь по курсу, обеспечивая минимальное сопротивление воздуха (минимальным сечением вперед), и падать, обеспечивая максимальное сопротивление (максимальным сечением вниз). Вычислитель АБ определяет горизонтальную и вертикальную v_yi скорость движения АБ в каждый конкретный промежуток времени Δt и по этим значениям, с учетом введенных данных о цели, вырабатывает команды управления на электроприводы рулей АБ.

При горизонтальном движении АБ по курсу заданное расстояние до цели L (расстояние S по горизонту) АБ пройдет за время t_m (время опускания АБ с высоты Н до цели).

Скорость движения АБ v_i в каждый конкретный момент времени t_i (см. фиг. 2) определяется расчетом с помощью соотношения (2) на основе информации от датчика скорости, установленного в носовой части АБ.

В качестве датчика скорости может быть использован датчик ССВ, разработанный Энгельским ОКБ «Сигнал» им. А.И. Глухарева.

При этом конкретное значение скорости движения авиабомбы определяют с помощью соотношения:

где ρ - плотность воздуха, P_i - статическое давление воздуха в зоне авиабомбы, P_p - полное давление потока воздуха в направлении движения авиабомбы в момент измерения. С целью учета влияния на эту скорость v_i, составляющих ветрового воздействия, в значение скорости вводится поправка, коэффициент k. Коэффициент определяется из соотношения

где v₁ - первое значение скорости авиабомбы, измеренное носовым датчиком скорости после отцепления АБ от ЛА.

С учетом (7), в расчетах используется откорректированное значение скорости, а именно:

Скорость падения АБ v_y определяется на основе измерения изменения статического давления воздуха Р в зоне АБ за время Δt, в течение которого АБ опустилась на высоту Δh. Соотношение для определения вертикальной скорости v_yi падения АБ (см. фиг. 2) в этом случае будет иметь вид:

Для определения Δh_i воспользуемся зависимостью давления воздуха от высоты над уровнем моря, которая описывается так называемой барометрической формулой. Это соотношение после преобразования имеет вид:

где P_i - атмосферное давление на высоте h_i, P_i+1 - атмосферное давление на высоте h_i+1 (h_i>h_i+1), М - молярная масса воздуха, g - ускорение свободного падения, R_c - универсальная газовая постоянная, Т_с - средняя температура воздуха на высотах h_i и h_i+1, (М=29 грамм/моль, R_c=8,31 Джоуль/моль*К, g=9,81 м/с²).

Горизонтальную скорость АБ v_xi при отсутствии бокового ветра определяют с помощью соотношения:

С помощью датчиков потока газа, установленных в авиабомбу слева и справа от оси бомбы (см. поз. 3 и 4 на фиг. 3), определяют полные давления потоков воздуха и соответственно с левой и с правой сторон бомбы. Используя (2), с помощью соотношений:

определяют боковые перпендикулярные оси бомбы (левое - и правое - ) скорости движения авиабомбы под действием ветра, выбирают из них максимальное значение и по нему определяют направление (правое или левое) смещения авиабомбы под действием ветра.

За каждый промежуток времени Δt с помощью соотношения

определяют угол α_i, поворота горизонтальной скорости движения авиабомбы v_xi под действием ветра, а именно скорости бокового сноса .

С помощью соотношения

определяют фактическое значение горизонтальной составляющей скорости полета авиабомбы в направлении цели .

С помощью соотношения

вычисляют расстояние , пройденное авиабомбой до цели за промежуток времени Δt.

Вычислитель АБ в каждый момент времени определяет конкретные значения вертикальной v_yi и горизонтальной составляющих скорости АБ v_i, путем анализа данных с датчиков скорости, давления и температур в зоне АБ, а также значение текущей высоты нахождения АБ. Эти данные являются основой для осуществления коррекции траектории полета АБ по заданному алгоритму.

Непрерывно с вычислителя авиабомбы на электроприводы рулей авиабомбы подают команды управления, обеспечивающие наклон и поворот авиабомбы, позволяющие выбирать скорости v_yi и v_xi, такими, чтобы падение авиабомбы в цель произошло на расстоянии

где n=H/Δh.

Таким образом, приведенные материалы показывают, что предлагаемое техническое решение для осуществления коррекции полета траектории авиабомбы может быть реализовано с использованием известных средств. Предлагаемое техническое решение позволяет существенно упростить схему коррекции авиабомб по сравнению с применяемыми в настоящее время. И самое главное, управление такой бомбы полностью защищено от воздействия на нее средств РЭБ.

Изложенные сведения о заявленном изобретении, охарактеризованном в независимом пункте формулы, свидетельствуют о возможности его осуществления с помощью описанных в заявке и известных средств и методов. Следовательно, заявленный способ соответствует условию промышленной применимости.