Способ управления планирующей авиабомбой

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для построения систем управления авиабомбами различного назначения. Способ управления планирующей авиабомбой основан 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 полностью защищена от воздействия средств РЭБ. 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 носовой 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 Δhвысота, на которую опустилась авиабомба за время Δt, которую, в свою очередь, определяют с помощью соотношениягде 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 vс помощью соотношенияВычисляют расстояние ΔS, пройденное авиабомбой до цели за промежуток времени Δt, с помощью соотношения ΔS=vΔt. Непрерывно с вычислителя авиабомбы на электроприводы рулей авиабомбы подают команды управления, обеспечивающие наклон авиабомбы, позволяющий выбирать скорости vи vтакими, чтобы падение авиабомбы в цель произошло на расстояниигде n=H/Δh. Способ позволяет осуществить защиту от воздействия средств радиоэлектронной борьбы. 2 ил.

Способ управления планирующей авиабомбой, 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 Н 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, отличающийся тем, что в носовую часть авиабомбы устанавливают датчик скорости потока газа, с помощью которого непрерывно определяют полное давление потока воздуха в направлении движения авиабомбы и вычисляют скорость движения авиабомбы ν_i, 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, за каждый промежуток времени полета Δt, с помощью соотношения

ν_yi=Δh_i/Δt,

определяют вертикальную составляющую ν_yi скорости падения авиабомбы, где Δh_i высота, на которую опустилась авиабомба за время Δt, которую, в свою очередь, определяют 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 горизонтальную составляющую скорости полета авиабомбы ν_xi с помощью соотношения

вычисляют расстояние ΔS_i, пройденное авиабомбой до цели за промежуток времени Δt, с помощью соотношения

ΔS_i=ν_xiΔt,

непрерывно с вычислителя авиабомбы на электроприводы рулей авиабомбы подают команды управления, обеспечивающие наклон авиабомбы, позволяющий выбирать скорости ν_yi и ν_xi такими, чтобы падение авиабомбы в цель произошло на расстоянии

где n=H/Δh.

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.

Рассмотрим устройство таких авиабомб на примере авиабомбы GBU-15. Конструкция GBU-15 включает шесть сменных модулей - боевую часть, систему наведения, аппаратуру и механизмы управления, переходник, крыло, приемопередатчик двухстороннего канала связи. В носовой части крепится модуль, включающий головку самонаведения (ГСН) и устройство наведения, на внешней поверхности модуля установлены стабилизаторы. В условиях хорошей освещенности используется модуль с телевизионной ГСН DSU-27A/D, при ограниченной видимости и ночью - с тепловизионной TCHWGU-10/B, унифицированной с авиационной ракетой AGM-65D «Мэверик». Телевизионная ГСН блокируется с устройством наведения ADU-452. Модуль аппаратуры и механизмов управления WCU-8/B, крепящийся в хвостовой части, включает автопилот и приводы рулей. С устройством наведения аппаратура соединяется кабелями, проходящими через гаргрот сверху бомбы, здесь же размещены разъемы. К модулю крепится приемопередатчик DA-8921/AXQ-14. Крестообразное крыло MXU-723/B снабжено рулями, имеющими дифференциальное (попарное) управление. В 1999 году УАБ модернизирована до стандарта EGBU-15 (Enhanced GBU-15) с установкой приемника навигационной системы GPS. Носителем EGBU-15 определен тактический истребитель F-15E. (http://warfor.me/upravlyaemyie-aviabombyi-gbu-15-ags-130).

Из приведенных выше материалов видно, что для результативного бомбометания планирующими авиабомбами необходимо применять сложные системы управления полетом этих бомб.

Однако надо понимать, что, чем сложнее система управления с применением радиоэлектронных устройств, тем она менее защищена от воздействия на нее средств радиоэлектронной борьбы (РЭБ).

Предлагаемый способ управления полетом планирующей авиабомбы полностью защищен от воздействия средств РЭБ.

Предлагаемый способ управления планирующей авиабомбой основан 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 полностью защищена от воздействия средств РЭБ.

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 и 2. 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 летательного аппарата.

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 Р₁ - 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 авиабомбы необходимо установить комбинацию из трубок и датчиков. Обработав информацию от измерительных устройств по заданному алгоритму, в каждый момент времени определяется скорость движения бомбы.

Сущность предлагаемого технического решения состоит в следующем. 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.

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 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 датчика скорости, установленного в носовой части АБ, 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 датчика скорости. Это расчетное положение определяется углом наклона оси АБ по отношению к горизонту. Именно углом наклона АБ изменяется сила сопротивления воздуха движению бомбы, 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, a 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 v_x и вертикальную v_y 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.

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_t 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 определяют с помощью соотношения:

А расстояние ΔS_i, пройденное АБ до цели за промежуток времени Δt вычисляется с помощью соотношения:

Заданное расстояние до цели по горизонту S определяется в соответствии с соотношением:

где n=H/Δh.

Вычислитель АБ в каждый момент времени определяет конкретные значения вертикальной v_yi и горизонтальной v_xi 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.

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.