RU2218544C2 - Способ стрельбы боевой машины по воздушной цели и система для его реализации (варианты) - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области вооружения и военной техники, в частности к защите боевой машины (БМ) от средств воздушного нападения (СВН), например, с помощью пулеметных (пушечных) установок. Технический результат - повышение эффективности стрельбы БМ по скоростной воздушной цели путем повышения точности стрельбы. Способ, согласно изобретению, включает обнаружение и опознавание цели, сопровождение цели ракурсным прицелом с введением упреждения путем выбора точки наведения внутри соответствующего ракурсного кольца, стрельбу. Сопровождают цель, снимая сигналы угловой скорости с датчиков угловой скорости и дальности до цели с дальномера, входящих в прицельно-навигационную систему БМ, а введение упреждения производят автоматически, вычисляя кинематические углы упреждения из заданных математических соотношений по горизонтальному и вертикальному каналам. В способе согласно изобретению после обнаружения и опознавания цели сопровождают цель перекрестием ракурсного прицела, снимая сигналы угловой скорости с датчиков угловой скорости и дальности до цели с дальномера, входящих в прицельно-навигационную систему БМ, и определяют текущие кинематические углы упреждения исходя из заданных математических выражений по горизонтальному каналу и по вертикальному каналу. За время, заданное до начала стрельбы, необходимое для переброса оружия на углы упреждения, заканчивают сопровождение перекрытием прицела и отрабатывают углы и далее во время стрельбы сопровождают стволами упрежденную точку, постоянно отворачивая их от линии визирования. Согласно изобретению в известную систему стрельбы БС по воздушной цели, содержащую прицельно-навигационную систему, включающую в том числе ракурсный прицел, прицел-прибор наводчика (ППН), дальномер, гиротахометры горизонтального и вертикального наведения (ГТ ГН и ГТ ВН), а также оператора-наводчика с пультом управления наводчика (ПУН), первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами силовых приводов, а третий и четвертый входы - соответственно с ГТ ГН и ГТ ВН, выходы силовых приводов соединены с пушечной или пулеметной установкой, дополнительно введены вычислитель и устройство визуализации потребного упреждения стволов, при этом первый-третий входы вычислителя соединены с выходами прицельно-навигационной системы БМ, а его первый-второй выходы соединены с первым-вторым входами устройства визуализации потребного упреждения стволов, первый-второй выходы которого соединены с ракурсным прицелом. 5 с. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил., 1 табл.

Description

Изобретение относится к области вооружения и военной техники, в частности к защите боевой машины (БМ) от средств воздушного нападения (СВН), например, с помощью пулеметных (пушечных) установок.

Известен способ стрельбы БМ, заключающийся в обнаружении и опознавании цели, захвате цели на сопровождение, сопровождении цели прицельно-навигационной системой с выдачей необходимых параметров в бортовой вычислитель, определении угловых поправок стрельбы соответственно в вертикальном и горизонтальном каналах α и β из соотношений
α^* = α₀(D_у),
β^* = ω_цτ-Z,
α = α^*-βsinγ,
β = β^*+αsinγ,
D_у = D_у(D,ΔT_з,Δv₀,ΔT_в,ΔH),
где α₀ - угол прицеливания,
γ - угол крена,
τ - полетное время снаряда на дальность,
ω_ц - относительная угловая скорость движения цели в горизонтальной плоскости,
D_У, D - соответственно упрежденная и текущая дальность до цели,
z - поправка на деривацию,
ΔT_з,ΔT_в,ΔH - отклонения соответственно температуры заряда, температуры воздуха и давления от нормального,
ΔV₀ - отклонение начальной скорости снаряда от номинального значения, отработке этих поправок силовыми приводами пулеметной (пушечной) установки (ПУ) и стрельбе по цели /1/.

Для реализации этого способа на БМ существует подсистема, включающая прицельно-навигационную систему, бортовой аналоговый вычислитель, силовые приводы, пулеметную (пушечную) установку /2/.

Недостатком этого способа и реализующей его системы является большая систематическая ошибка при стрельбе по скоростным, в частности воздушным, целям, обусловленная неучетом в стрельбовом алгоритме угловой скорости визирования в вертикальной плоскости, неучетом скорости сближения с целью. Кроме того, при существующей приборной реализации прицелов, в частности прицела 1К13-2 /2/, сопроводительная стрельба в ближней зоне невозможна из-за ограничений по угловой скорости линии визирования (ω_max = 3-6 o/c) и ограничений по углу прокачки линии визирования в вертикальной плоскости (ε<30^o).

Существует также способ стрельбы по высокоскоростным целям, заключающийся в обнаружении и опознавании цели, взятии ее на сопровождение, сопровождении и определении скорости сближения цели с носителем, вычислении абсолютной начальной скорости снаряда V₀₁, из математического выражения, нахождении полетного времени снаряда t_пол и упрежденной дальности D_у из математических выражений, определении угловых поправок стрельбы из математических выражений /3/.

Известна система огневой защиты, которая содержит обзорно-прицельную, навигационную системы, бортовую вычислительную систему, а также силовые приводы и пулеметную (пушечную) установку /3/.

Недостатком данного способа и реализующей его системы является необходимость иметь развернутый полный состав системы управления (СУ) с высокими точностными характеристиками входящей в нее датчиковой аппаратуры, современный быстродействующий цифровой процессор. Предъявленные требования могут быть выполнены при существенных материальных и временных затратах, т.е. на перспективных БМ нового поколения.

Поэтому наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является способ защиты БМ от воздушных целей, включающий обнаружение и опознавание цели, сопровождение цели ракурсным прицелом с введением упреждения путем выбора точки наведения внутри соответствующего ракурсного кольца, стрельбу /6/.

Для реализации этого способа на БМ, в частности танках БМП-3, существует подсистема вооружения, включающая прицельно-навигационную систему, включающую в том числе ракурсный прицел, прицел-прибор наводчика (ППН), дальномер, гиротахометры горизонтального и вертикального наведения (ГТ ГН и ГТ ВН), а также оператора-наводчика с пультом управления наводчика (ПУН), первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым-вторым входами силовых приводов, третий и четвертый входы которых соединены соответственно с ГТ ГН и ГТ ВH, выходы силовых приводов соединены с пушечной или пулеметной установкой /6/.

Недостатком приведенного способе и реализующей его системы является низкая эффективность стрельбы по скоростным воздушным целям, обусловленная в первую очередь большими погрешностями глазомерного способа определения ракурсной скорости цели, осреднением дальности стрельбы.

Задачей предлагаемого способа и реализующей его системы является повышение эффективности стрельбы БМ по скоростной воздушной цели путем повышения точности стрельбы.

Поставленная задача решается тем, что в известном способе стрельбы БМ по воздушной цели, включающем обнаружение и опознавание цели, сопровождение цели ракурсным прицелом с введением упреждения путем выбора точки наведения внутри соответствующего ракурсного кольца, стрельбу, согласно изобретению сопровождают цель, снимая сигналы угловой скорости ω_YD,ω_ZD с датчиков угловой скорости и дальности до цели D с дальномера, входящих в прицельно-навигационную систему БМ, а введение упреждения производят автоматически, вычисляя кинематические углы упреждения ψ_г и ψ_в из соотношений
по горизонтальному каналу

по вертикальному каналу

где D, D_стр - соответственно текущая измеренная и упрежденная дальность до цели,
t_пол - полетное время снаряда,
ε - угол места цели,
ω_YD,ω_ZD - угловая скорость линии визирования соответственно в горизонтальном и вертикальном каналах,

t_пол=t_пол(D_стр),
D(t_n-1), D(t_n) - дальность соответственно предпоследнего и последнего замера,
t_n-1, t_n - время предпоследнего и последнего замера дальности,
t - текущее время,
а угол прицеливания α определяют как функцию D_стр
α = α(D_стр),
затем оценивают текущее (действительное) отклонение стволов ПУ от линии визирования ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{д}}{\text{г}}$ ,ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{д}}{\text{в}}$ , сравнивают его с требуемым отклонением ψ_г,ψ_в из соотношений
Δψ_г = ψ_г-ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{д}}{\text{г}}$ ,
Δψ_в = ψ_в+α-ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{д}}{\text{в}}$
и учитывают определенное таким обрезом рассогласование ψ_г,ψ_в при стрельбе.

Поставленная задача решается также тем, что дополнительно при определении угла прицеливания α учитывают и угол места ε
α = α(D_стр,ε).
Поставленная задача решается тем, что в известном способе стрельбы БМ по воздушной цели, включающем обнаружение и опознавание цели, сопровождение цели ракурсным прицелом с введением упреждения путем выбора точки наведения внутри соответствующего ракурсного кольца, стрельбу, согласно изобретению после обнаружения и опознавания цели сопровождают цель перекрестием ракурсного прицела, снимая сигналы угловой скорости ω_ZD,ω_YD с датчиков угловой скорости и дальности до цели D с дальномера, входящих в прицельно-навигационную систему БМ, и определяют текущие кинематические углы упреждения ψ_г(t),ψ_в(t) из соотношений
по горизонтальному каналу

по вертикальному каналу

(ψ_г)_n,(ψ_г)_n-1 - кинематические углы упреждения по горизонтальному каналу соответственно в момент последнего и предпоследнего замера дальности,
(ψ_в)_n,(ψ_в)_n-1 - кинематические углы упреждения по вертикальному каналу соответственно в момент последнего и предпоследнего замера дальности,
t - текущее время,
t_n, t_n-1 - время последнего и предпоследнего замера дальности,
ω_YD(t_n),ω_ZD(t_n) - угловая скорость линии визирования соответственно в горизонтальном и вертикальном каналах в момент последнего замера дальности,
t_пол - полетное время снаряда,
ε - угол места цели,
D(t_n), D(t_n-1) - дальность до цели соответственно при последнем и предпоследнем замере,
где упрежденная дальность (стрельбы) D_стр определяется из соотношений

t_пол=t_пол(D_стр),
а угол прицеливания α определяют как функцию дальности стрельбы D_стр и угла места ε
α = α(D_стр,ε)
за время t_пер до начала стрельбы, необходимое для переброса оружия на углы упреждения, заканчивают сопровождение перекрестием прицела и отрабатывают эти углы, и далее во время стрельбы сопровождают стволами упрежденную точку, постоянно отворачивая их от линии визирования в соответствии с вычисляемыми значениями ψ_г(t),ψ_в(t) и α.
Поставленная задача решается тем, что в известную систему стрельбы БМ по воздушной цели, содержащую прицельно-навигационную систему, включающую в том числе ракурсный прицел, прицел-прибор наводчика (ППН), дальномер, гиротахометры горизонтального и вертикального наведения (ГТ ГН и ГТ ВН), а также оператора-наводчика с пультом управления наводчика (ПУН), первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами силовых приводов, а третий и четвертый их входы - соответственно с ГТ ГН и ГТ ВЦ выходы силовых приводов соединены с пушечной или пулеметной установкой, согласно изобретению дополнительно введены вычислитель и устройство визуализации потребного упреждения стволов, при этом первый-третий входы вычислителя соединены с выходами прицельно-навигационной системы БМ, а его первый-второй выходы соединены с первым-вторым входами устройства визуализации потребного упреждения стволов, первый-второй выходы которого соединены с ракурсным прицелом.

Поставленная задача достигается также тем, что согласно изобретению вычислитель дополнительно имеет и четвертый вход, соединенный с выходом прицельно-навигационной системы.

Поставленная задача достигается также тем, что в известную систему стрельбы БМ по воздушной цели, содержащую прицельно-навигационную систему, включающую в т. ч. ракурсный прицел, прицел-прибор наводчика (ППН), дальномер, гиротахометры соответственно горизонтального и вертикального наведения (ГТ ГН и ГТ ВН), а также оператора-наводчика, соединенного с первым-вторым входами пульта управления наводчика (ПУН), первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым -вторым входами силовых приводов, третий и четвертый входы которых соединены с выходами гиротахометров соответственно горизонтального и вертикального наведения, а выходы силовых приводов соединены с пушечной или пулеметной установкой (ПУ), согласно изобретению в систему дополнительно введены вычислитель, устройство визуализации потребного упреждения стволов и устройство замера рассогласования Δψ_г,Δψ_в, при этом первый-четвертый входы вычислителя соединены с выходами прицельно-навигационной системы БМ, а его первый-второй выходы соединены с первым-вторым входами устройства визуализации потребного упреждения стволов, первый-второй выходы которого соединены с ракурсным прицелом, второй-третий выходы которого соединены соответственно с первым-вторым входами устройства замера рассогласования Δψ_г,Δψ_в, первый-второй выходы которого соединены с дополнительно организованными соответственно третьим и четвертым входами ПУНа.

Поставленная задача решается также тем, что в известную систему стрельбы БМ по воздушной цели, содержащую прицельно-навигационную систему, включающую в т.ч. ракурсный прицел, прицел-прибор наводчика (ППН), дальномер, гиротахометры соответственно горизонтального и вертикального наведения (ГТ ГН и ГТ ВН), а также оператора-наводчика, соединенного с первым-вторым входом пульта управления наводчика (ПУН), первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым-вторым входами силовых приводов, третий и четвертый входы которых соединены с выходами гиротахометров соответственно горизонтального и вертикального наведения, а выходы силовых приводов соединены с пушечной или пулеметной установкой (ПУ), согласно изобретению дополнительно введен вычислитель, первый-пятый входы которого соединены с выходами прицельно-навигационной системы, шестой вход - со вторым, а седьмой - с первым выходами силовых приводов, а первый - второй выходы вычислителя соединены с дополнительно организованными соответственно третьим и четвертым входами ПУНа.

Именно организованная таким способом стрельба с помощью предлагаемых систем обеспечивает согласно способу наиболее высокую эффективность стрельбы по воздушной цели при существующем в настоящее время составе системы управления (СУ) БМ и точностях входящей в нее датчиковой аппаратуры (п.7) или при минимальных конструкторских доработках (п.4-6) системы. Тем самым достигается цель изобретения. Это позволяет сделать вывод о том, что заявляемые изобретения связаны между собой единым изобретательским замыслом.

Сопоставительный анализ заявляемых решений с прототипами показывает, что заявляемый способ отличается от известного тем, что после обнаружения и опознавания цели сопровождают цель, снимая сигналы угловой скорости ω_YD,ω_ZD, с датчиков угловой скорости и дальности до цели D с дальномера, входящих в прицельно-навигационную систему БМ, и вводят упреждение автоматически, вычисляя кинематические углы упреждения (упреждение на относительное движение цели) с использованием вышеперечисленной информации из соотношений
по вертикальному каналу

по горизонтальному каналу

где D, D_стр - соответственно текущая измеренная и упрежденная дальность до цепи,
t_пол - полетное время снаряда,
ε - угол места цели,
ω_YD,ω_ZD - угловая скорость линии визирования соответственно в горизонтальном и вертикальном каналах,

t_пол=t_пол(D_стр),
D(t_n-1), D(t_n) - дальность соответственно предпоследнего и последнего замера,
t - текущее время,
а угол прицеливания α - с учетом дальности стрельбы D_стр (а, по возможности, и угла места ε)
α = α(D_стр,ε)
Из литературы, например /4-6/, известно, что при стрельбе с помощью прицела с ракурсными кольцами (ракурсного прицела) величину ракурсной скорости цели V_ц ^р=V_цsin q, как правило, определяют на глаз, сообразуясь с типом самолета и его видимым положением в пространстве. При этом при определении скорости цели V_ц по типу самолета срединные ошибки получаются порядка 10-15% измеряемой скорости, а срединные ошибки глазомерного определения курсового угла q и угла наклона цели к горизонту η-3-6% /4/.

Последнее объясняется тем, что наводчику приходится выбирать визирную точку внутри кольца так, чтобы цель казалась перемещающейся к его центру. Это приводит к ошибке видимого направления движения цели σ_n.
Следует заметить также, что, выполняя прицеливание по самолету, наводчик не имеет фиксированной визирной точки, а совмещает с целью некоторую воображаемую точку, выбранную исходя из вышеперечисленных соображений. Это приводит, соответственно, к большим ошибкам наводки.

Таким образом, основными причинами ошибок при стрельбе по ракурсным кольцам являются
- ошибки определения текущих координат цели,
- ошибки определения параметров движения цели,
- ошибки определения и учета баллистических и метеорологических условий стрельбы.

- несоответствие гипотезы реальному движению цели,
- техническое рассеяние снарядов (пуль),
- ошибки определения геометрических упрежденных координат цели прицелом.

В таблице приведены состав и уровни первичных ошибок при стрельбе по цели типа штурмовик А-10 с помощью ракурсного прицела.

Из фиг. 1 приведены зависимости составляющих и суммарной ошибки от курсовой дальности D_к при стрельбе с ракурсным прицелом.

Анализ данных, приведенных в таблице и на фиг.1, показывают, что при стрельбе по воздушной цели типа штурмовик А-10, летящей со скоростью V_ц=150 м/с, определяющий вклад в суммарную ошибку стрельбы, вносят ошибки определения параметров движения цели и, прежде всего, ошибки определения ракурсной скорости V_ц ^r, затем ошибки наведения.

На фиг.2 приведены зависимости вероятности поражения самолета типа А-10 (V_ц= 150 м/с) при пролете его на различных параметрах р и высотах Н(р=Н=100 м; р=Н=200 м и р=Н=500 м). Стрельба ведется односекундными очередями при односекундных перерывах между ними, темп стрельбы N=350 в/мин. Средненеобходимое число попаданий составляет в зависимости от угла подхода снаряда к цели ω=6,0-10,8.

Как видно из фиг.2, вероятность поражения цели резко убывает с увеличением курсовой дальности, а также параметра и высоты пролета цели.

Накопленная за пролет вероятность поражения цели четырьмя очередями по 6 выстрелов составляет в зависимости от пролета цели W_Σ = 0,01-0,04 при использовании ракурсного прицела и сводится по существу к вероятности поражения последней очередью.

Другими словами, при стрельбе через ракурсный прицел по воздушным целям, летящим со скоростями до 250 м/с, создается угроза нанесения им ущерба, т.е. в основном решается задача достижения психологического эффекта.

При предлагаемом способе стрельбы путем проведения заявленной последовательности операций по существу осуществляется переход от ракурсного прицела к тахометрическому, т.е. автоматическому (система по п.4, 5) и далее к автоматическому сопровождению упрежденного положения цели стволами ПУ (системы по п.6, 7).

При этом для получения необходимой входной информации об угловой скорости линии визирования и дальности до цели не надо создавать специальную датчиковую аппаратуру. Эта информация уже имеется в системе управления (СУ) современных БМ (БМП, танков и т.д.). Более того, определяющую информацию - об угловой скорости - в некоторых БМ можно снять с нескольких точек СУ, например, в БМП-3: с пульта управления наводчика (ПУН), с гироскопических датчиков прибора-прицела наводчика (ППН) или с гиротахометров (при стрельбе с места).

Одной из основных причин возникновения систематических ошибок являются допущения и упрощения, применяемые при расчете упрежденной точки (точки встречи снаряда с целью).

В соответствующей литературе /5, 6/ проведен подробный анализ угловых поправок, в первую очередь кинематических, обусловленных относительным движением цели и носителя, а также баллистических углов (углы прицеливания и деривации).

В частности, в /5/ на стр. 91 после некоторых приемлемых допущений и преобразований кинематический угол упреждения ψ в плоскости атаки представлен в виде

где ω_ц - угловая скорость линии визирования,
D - дальность до цели,
V₁ - скорость БМ,
V_ср - средняя скорость снаряда на траектории.

В нашем случае с учетом малой скорости носителя БМ типа БМП, танки и т. д. по сравнению со скоростью цели V₁<V_ц угол упреждения можно записать

Но
ω_цD = v_цsinq = v $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{г}}{\text{ц}}$ .
Другими словами, по сравнению с ракурсным прицелом, где V_ср принимается постоянной и соответствующей некоторой осредненной дальности стрельбы D_ср, предлагаемая зависимость позволяет исключить важную составляющую систематической ошибки.

На фиг.3 представлены зависимости углов упреждения соответственно в горизонтальном ψ_г и вертикальном ψ_в каналах от курсовой дальности D_k, пунктиром - при осредненной дальности D_ср=1500 м.

Например, при скорости цели V_ц=150 м/с при пролете ее на р=200 м, Н=200 м погрешность из-за осреднения дальности (положим D_ср=1500 м) при стрельбе на дальностях D=500 м и D=3000 м составляет соответственно (в горизонтальном канале)
Δψ_г|_D=500м = ψ_г|_D=500м-ψ_г|_D=1500м = 13 мрад,
Δψ_г|_D=3000м = ψ_г|_D=3000м-ψ_г|_D=1500м = -5 мрад.
Таким образом, вводя предлагаемые зависимости (*, **, ***), мы убираем существенные систематические ошибки, возникшие из-за неточного учета дальности стрельбы при построении упредительного треугольника по сравнению с ракурсным прицелом.

Далее оценим также систематические ошибки, которые компенсируются в предлагаемом способе по сравнению с ракурсным прицелом за счет учета дальности стрельбы (и угла места) при расчете угла прицеливания α.

Например, в прицеле 1ПЗ-10 /2/ центр ракурсных колец смещен относительно нулевого положения оптической линии визирования вниз на величину, соответствующую углу прицеливания 31', соответствующую стрельбе из пушки 2А72 на дальности D=1500м при угле места ε=45^o.

Другими словами, вводится некоторый осредненный угол прицеливания, соответствующий D=1500м и ε=45^o. За счет этого возникает систематическая ошибка по дальности ΔD $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{сист}}{\text{Σ}}$
ΔD_Σ = ΔD $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{сист}}{\text{Σ}}$ +σ_D,
ΔD^сист = (D-D_cp)|_ε=0+ΔD_ε,
где D - текущая дальность стрельбы,
D_ср - осредненная дальность стрельбы (в 1ПЗ-10 D_ср=1500 м),
ΔD_ε - погрешность в дальности стрельбы из-за осреднения угла места (в 1ПЗ-10 ε_cp = 45^°), ΔD_ε = D_ε-D|_ε=45°
σ_D - случайная ошибка дальнометрирования,
Диапазон изменения дальности стрельбы D=0-4 км, т.е. ΔD^max=4000-1500= 2500 м. В этом случае систематическая ошибка по углу прицеливания равна

Т. о. на больших дальностях систематическая ошибка из-за осреднения дальности при определении угла прицеливания может достигать сотен метров.

На более характерных дальностях при стрельбе с ракурсным прицелом - несколько меньше.

Так на D=500 м

Аналогично систематическая ошибка из-за осреднения угла места на D=D_ср= 1500 м составляет при ε=60^o

на дальности D=4000м

Вышеприведенные рассуждения свидетельствуют о необходимости хотя бы приближенного учета дальности стрельбы, а также угла места при построении и баллистического треугольника, что и предлагается в способе по п.1-3. Причем приближенность зависимости для расчета D_стр(***) в значительной мере определяется частотностью дальнометрирования, см. фиг.4.

На фиг.4 представлена систематическая ошибка: три проекции вектора промаха m_x, m_y, m_z от курсовой дальности D_к при пролете цели (V_ц=150 м/с) на р= 200 м, Н=200 м при различных частотностях дальнометрирования f=1; 2; 10 Гц, получаемая при предлагаемом способе стрельбы.

Таким образом, по сравнению с ракурсным прицелом, см. таблицу, использование предлагаемого способа позволяет значительно снизить систематическую ошибку стрельбы из-за неточного определения геометрических упрежденных координат, а при высокочастотном дальнометрировании практически их убрать.

Оценим ошибки из-за неточного определения входных параметров. Очевидно, по характеру своему они являются случайными.

Используя для оценки точности метод линеаризации функции нескольких случайных аргументов, можно записать для углов упреждения ψ_г,ψ_в

В результате получаем следующий алгоритм для оценки случайных ошибок определения кинематических углов упреждения

Проведена расчетная оценка величин

на различных относительных траекториях цели (р, Н=100; 200 и 500 м) при реализуемых в настоящее время точностях определения дальности σ_D угловых скоростей

полетного времени

угла места σ_ε, точности синхронизации замеров дальности σ_Δt:σ_D = 5 м,

σ_ε = 2 мрад, σ_Δt = 10^-3c.
На фиг. 5 приведены зависимости случайных ошибок определения кинематических углов упреждения ψ_г,ψ_в от курсовой дальности D_k.

Анализ расчетов показывает, что определенный вклад в

вносят ошибки определения дальности стрельбы

которые в свою очередь определяются ошибками дальнометрирования σ_D.
Например, случайные ошибки определения кинематических углов

при пролете цели ( Vц=200 м/с) на р, Н=200 м при f=6 Гц составляют 1-6 мрад.

Таким образом, и случайные ошибки стрельбы за счет неточности входной информации снижаются в несколько раз при предлагаемом способе стрельбы по сравнению со стрельбой через ракурсный прицел (фиг.1).

Это приводит к росту эффективности стрельбы по скоростной воздушной цели (см. фиг.2 - пунктирные линии) в 4-8 раз.

Так, при обстреле воздушной цели типа штурмовик А-10, пролетающей на параметре Р= 100 м и высоте Н=100 м со скоростью V_ц =150 м/с, четырьмя односекундными очередями (с односекундными перерывами) накопленная к пролету вероятность поражения W_Σ возрастает с W_Σ = 0,04 (ракурсный прицел) до W_Σ = 0,21 (предлагаемым способом).

Для повышения эффективности стрельбы возможно сосредоточение огня по одной цели несколькими БМП. Тогда при стрельбе из 3-х БМП (взвод) эффективность составляет соответственно W_Σ = 0,12 (прицел с ракурсными кольцами) и W_Σ = 0,51 (предлагаемым способом).

Таким образом, при минимальных конструктивных доработках системы путем рациональной организации стрельбы можно достичь эффективности одного порядка с эффективностью специализированных зенитных пушечных комплексов.

Реализовать предложенный способ можно в различных конструктивных вариантах
Очевидно, сформулированные вышеописанным способом требуемые для стрельбы в упрежденную точку отклонения стволов ψ_г,ψ_в необходимо далее сравнивать с текущим положением стволов ψ^g, формируя управляющий сигнал по обоим каналам
Δψ_г = ψ_г-ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{д}}{\text{г}}$ ,
Δψ_в = ψ_в+α-ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{д}}{\text{в}}$ .
И в зависимости от того, производится ли это сравнение на прицеле визуально оператором (система по п.4, фиг.6), на прицеле автоматически приборами (система по п.6, фиг.7) или непосредственно в самом вычислителе, когда сигнал о текущем положении линии визирования и стволов ПУ снимается с соответствующих точек СУ БМ, точнее, ее прицельно-навигационной системы (система по п.7, фиг.8) получены различные системы, реализующие заявляемый способ.

В пользу предложенного способа говорит и то, что наведение оператором (п. 4 формулы) или автоматом (п.6, 7 формулы) осуществляется в существенно меньшем диапазоне, точнее идет подкорректирование, выбирание отклонения.

В случае сопровождения стволами упрежденной точки (на ракурсном прицеле перекрестие прицела разведено с изображением цели), с отслеживающего движение оружия прицела-прибора наводчика (ППН) в вычислитель будут поступать угловые скорости не лини визирования, а линии выстрела.

Чтобы избежать вносимой за счет этого систематической погрешности в п.3 формулы изобретения предлагается сначала сопровождать цель перекрестием ракурсного прицела. ППН в этом случае отслеживает линию визирования и выдает достаточно точные значения угловых скоростей линии визирования ω_YD,ω_ZD.
В некоторых БМ, например БМП-3, кроме того, дальномер расположен на стволе; тогда при предлагаемом способе создаются лучшие условия и для дальнометрирования.

Таким образом, во время сопровождения цели перекрестием прицела снимают, обрабатывают и накапливают необходимую информацию, определяя текущие кинематические углы упреждения из соотношений
- по горизонтальному каналу

- по вертикальному каналу

где t - текущее время,
t_n, t_n-1 - последнего и предпоследнего замеров дальности,
ω_YD(t_n),ω_ZD(t_n) - угловая скорость линии визирования соответственно в горизонтальном и вертикальном каналах в момент последнего замера дальности,
t_пол - полетное время снаряда,
ε - угол места цели,
D_стр - упрежденная дальность стрельбы,

t_пол=t_пол(D_стр).

а угол прицеливания α определяют как функцию дальности стрельбы D_стр и угла места ε
α = α(D_стр,ε),
затем непосредственно перед стрельбой прекращают сопровождение цели перекрестием прицела, перебрасывают оружие на углы упреждения и далее по существу переходят на инерционное сопровождение, используя вышеприведенные зависимости для ψ_г(t),ψ_в(t) и α.
Следует заметить, что при необходимости для экстраполяции углов упреждения ψ_г(t),ψ_в(t) можно использовать и производные более высокого порядка.

Сравнение заявляемых технических решений с прототипами позволяет установить соответствие критерию "новизна".

Анализ известных способов стрельбы по воздушным целям в данной области техники не позволил выявить в них совокупность признаков, отличающих заявляемые решения от прототипов.

Отдельные операции, входящие в заявляемый способ, широко известны. Однако введением их в способ в указанной последовательности (связи) по предлагаемым соотношениям достигается желаемый эффект - повышение эффективности стрельбы БМ по скоростной воздушной цели.

При изучении технических решений в других областях техники признаки, отличающие заявляемое изобретение - систему огневой защиты БМ от прототипа, также не были выявлены.

Это позволяет сделать вывод о соответствии предлагаемых решений критериям новизны и изобретательского уровня.

На фиг.1 приведены зависимости случайных составляющих и суммарной ошибки стрельбы от курсовой дальности D_к.

На фиг.2 приведены зависимости вероятности поражения односекундной очередью (n=6 штук) цели типа штурмовик А-10 от курсовой дальности D_к при различных пролетах цели (р, Н) при стрельбе по ракурсному прицелу (сплошная линия) и с использованием заявляемого способа (пунктирная линия).

На фиг.3 представлены зависимости кинематических углов упреждения соответственно в горизонтальном ψ_г и вертикальном ψ_в каналах от курсовой дальности D_к при пролете цели на различных параметрах р и высотах Н. Пунктир - при D=D_ср=1,5 км.

На фиг. 4 представлена систематическая ошибка - три проекции вектора промаха - m_x, m_y, m_z курсовой дальности при пролете цели на параметре р=200 м, высоте Н=200 м при различных частотностях дальнометрирования f=1,2 и 10 Гц.

На фиг. 5 приведены случайные ошибки определения кинематических углов упреждения Δψ_г,Δψ_в из-за неточности входной информации (D, ω_YD,ω_ZD,ε и т.д. ).

На фиг. 6 представлена функциональная схема системы стрельбы БМ по воздушной цели по п.4, 5 формулы изобретения.

На фиг. 7 представлена функциональная схема системы стрельбы БМ по воздушной цели по п.6 формулы изобретения.

На фиг. 8 представлена функциональная схема системы стрельбы БМ по воздушной цели по п.7 формулы изобретения.

Для подтверждения технической реализуемости заявляемого способа (и соответствующих систем) ниже приведены примеры их работы.

Пример 1 (по п.4, 5 формулы, фиг.6).

При появлении воздушной цели и принятии решении об ее обстреле оператор-наводчик на начальном этапе сопровождает цель перекрестием ракурсного прицела. В это время параллельно ППН подслеживает движение визирной линии. Непрерывные сигналы об угловых скоростях линии визирования ω_YD,ω_ZD, угле места ε и дискретный о дальности D снимаются с соответствующих датчиков прицельно-навигационной системы и поступают в вычислитель, где рассчитываются потребные углы упреждения стволов ПУ относительно линии визирования ψ_г,ψ_в. С вычислителя значения потребных углов упреждения поступают на вход устройства визуализации потребного упреждения стволов на ракурсном прицеле. (Пример устройства формирования упрежденной точки с помощью оптической системы приведен, в частности, в /5/, стр.86-87).

Оператор-наводчик оценивает по ракурсному прицелу рассогласование Δψ_г,Δψ_в между текущим (действительным) положением стволов ПУ ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{g}}{\text{г}}$ ,ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{g}}{\text{в}}$ (перекрестие прицела относительно цели) и сформированным в поле зрения прицела расчетным ψ_г,ψ_в
Δψ_г = ψ_г-ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{g}}{\text{г}}$ ,
Δψ_в = ψ_в+α-ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{g}}{\text{в}}$ .
А непосредственно перед стрельбой отрабатывает углы упреждения с помощью ПУНа. При этом с потенциометра вертикального наведения (ВН) снимается сигнал, пропорциональный углу поворота рукояток пульта, а с потенциометра горизонтального наведения (ГН) - углу поворота корпуса пульта управления.

Сигналы поступают на вход приводов ВН и ГЦ, где сравниваются с сигналами соответствующих гиротахометров (ГТ) вертикального и горизонтального наведения (ГТ ВН и ГТ ГН).

Приводы ВН и ГН поворачивают соответственно башню и оружие в направлении и со скоростью, соответствующими знаку и величине сформированных управляющих сигналов. В результате, на визире ракурсного прицела, жестко через параллелограмм связанного с оружием, изображение цели совмещается со сформированной расчетной точкой, а стволы ПУ направляются в упрежденную точку.

Пример 2 (по п.6 формулы, фиг.7).

В отличие от системы по п. 5 рассогласование Δψ_г,Δψ_в между текущим (действительным) положением стволов ПУ ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{g}}{\text{г}}$ ,ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{g}}{\text{в}}$ и сформированным в поле зрения прицела упрежденным ψ_г,ψ_в+α оценивается автоматически устройством замера рассогласования Δψ_г,Δψ_в
Δψ_г = ψ_г-ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{g}}{\text{г}}$ ,
Δψ_в = (ψ_в+α)-ψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{g}}{\text{в}}$ .
И в момент начала отработки углов упреждения оператор передает свои функции автомату сопровождения (вычислитель - устройство визуализации - ракурсный прицел - устройство замера рассогласования). На фиг.7 это отображается размыканием первого и второго и замыканием третьего и четвертого входов ПУНа.

Такой порядок управления - размыкание - замыкание - может осуществляться различными способами:
- постановкой специальной дополнительной кнопки на пульте наводчика (командира), которую он должен нажать в момент передачи управления автомату, при этом размыкаются контакты с потенциометрами (входы 1 и 2) и замыкаются входы 3, 4;
- обесточиванием контактов 1 и 2 в момент, когда рассогласование между потребным (вычисленным) и текущим положением цели в устройстве замере рассогласования меньше некоторого порогового (минимального).

Δψ_г≤Δψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{min}}{\text{г}}$ ,
Δψ_в≤Δψ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{min}}{\text{в}}$ .
Далее могут быть два варианта (аналогично в п.п. 5, 7).

1. На вычислитель продолжает поступать информация об угловых скоростях ω_YD,ω_ZD и дальности D и по ней строится упрежденное положение стволов. Очевидно, в этом случае из прицельно-навигационной системы будет поступать уже угловая скорость не линии визирования, а линии выстрела, т.к. отслеживается движение оружия, см. стр. 20-23 /2/.

2. В момент начала отработки угла упреждения осуществляется переход на инерционное сопровождение с использованием накопленной ранее информации, например, по зависимости

где t - текущее время,
t_n, t_n-1 - время последнего и предпоследнего замеров дальности (входы 1-4 вычислителя размыкаются).

Далее аналогично примеру 1.

Пример 3 (по п.7 формулы, фиг.8).

При появлении воздушной цели и принятии решения об ее обстреле оператор-наводчик на начальном этапе сопровождает цель перекрестием ракурсного прицела. В это время параллельно ППН отслеживает визирную линию. Сигналы об угловых скоростях линии визирования ω_YD,ω_ZD, угле места и дальности снимаются с соответствующих датчиков прицельно-навигационной системы и поступают в вычислитель, где рассчитываются потребные углы упреждения стволов ПУ относительно линии визирования ψ_г,ψ_в.
На дополнительно организованные пятый-седьмой входы вычислителя поступают сигналы с датчиков прицельно-навигационной системы и о положении оружия, позволяющие оценить текущее (действительное) отклонение стволов ПУ относительно линии визирования.

Например, на БМП-3 на четвертый вход поступает сигнал об угле линии визирования (гироскопа) относительно корпуса ППН с гироскопического датчика угла вертикального наведения (ДУ ВН), на пятый вход - сигнал о развороте зеркала ППН относительно корпуса прибора в горизонтальном канале (ДУГ ГН), на шестой - о развороте стволов относительно плоскости башни с датчика положения оружия в вертикальном канале, на седьмой - сигнал о развороте башни относительно продольной оси носителя.

На основе полученной информации в вычислителе рассчитываются рассогласования Δψ_г,Δψ_в.
В момент начала отработки углов упреждения осуществляется переход на автоматическое сопровождение контуром аналогично примеру 2, далее как в примере 1.

Использование заявляемого способа и реализующих его систем обеспечит по сравнению с существующими следующие преимущества.

1. Повышение точности стрельбы и отсюда эффективности зенитного огня БМ.

2. Использование уже имеющейся в СУ современных БМ информации и, соответственно, малые конструкторские доработки позволяют при предлагаемом способе перевести ракурсный прицел в класс автоматических прицелов, в классификации /4/.

3. При этом основные функции оператора-наводчика перекладываются на вычислитель. Существенно облегчается работа оператора, предъявляются менее жесткие требования к его опытности и тренированности.

Источники информации
1. Изделие 1В539. Техническое описание ПБА 3.031.039 ТО Тула, КБП 1985, стр.12-16.

2. Комплекс вооружения 2К23 боевой машины пехоты БМП-3. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. Тула. КБЦ 1991, стр.1-10.

3. Патент России 2087831.

4. П.А. Грищук, К. В Морозов "Корабельная зенитная артиллерия", М, изд. ДОСААФСССР, 1981, стр.138-148.

5. Р. В. Мубаракшин, В.М Балуев "Прицелы воздушной стрельбы", учебное пособие, М, здание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1968, стр.25-29, 80-97.

6. Учебник "Теория стрельбы из танков" под ред. К.И. Романова, М., Академия бронетанковых войск им. маршала Малиновского Р.Я., 1973, стр.315-328, прототип.

Claims (7)

1. Способ стрельбы боевой машины (БМ) по воздушной цели, включающий обнаружение и опознавание цели, сопровождение цели ракурсным прицелом с введением упреждения путем выбора точки наведения внутри соответствующего ракурсного кольца, стрельбу, отличающийся тем, что сопровождают цель, снимая сигналы угловой скорости ω_YD, ω_ZD с датчиков угловой скорости и дальности до цели D с дальномера, входящих в прицельно-навигационную систему БМ, а введение упреждения производят автоматически, вычисляя кинематические углы упреждения ψ_г и ψ_в из соотношений:

по горизонтальному каналу

ψ_г=

по вертикальному каналу

ψ_в=

где D, D_стр - соответственно текущая измеренная и упрежденная дальность до цели;

t_пол - полетное время снаряда;

ε - угол места цели;

ω_YD, ω_ZD - угловая скорость линии визирования, соответственно, в горизонтальном и вертикальном каналах

t_пол=t_пол(D_стр);

t_п-1, t_п - время предпоследнего и последнего замера дальности;

D(t_п-1), D(t_п) - дальность соответственно предпоследнего и последнего замера;

t - текущее время,

а угол прицеливания α определяют как функцию дальности стрельбы D_стр

α=α(D_стр),

затем оценивают текущее (действительное) отклонение стволов пушечной или пулеметной установки от линии визирования

, сравнивают его с требуемым отклонением ψ_г, ψ_в из соотношений

и учитывают определенное таким образом рассогласование Δψ_г, Δψ_в при стрельбе.

2. Способ стрельбы по п.1, отличающийся тем, что дополнительно при определении угла прицеливания α учитывают и угол места ε

α=α(D_стр, ε).

3. Способ стрельбы БМ по воздушной цели, включающий обнаружение и опознавание цели, сопровождение цели ракурсным прицелом с введением упреждения путем выбора точки наведения внутри соответствующего ракурсного кольца, стрельбу, отличающийся тем, что после обнаружения и опознавания цели сопровождают цель перекрестием ракурсного прицела, снимая сигналы угловой скорости ω_ZD, ω_YD с датчиков угловой скорости и дальности до цели D с дальномера, входящих в прицельно-навигационную систему БМ, и определяют текущие кинематические углы упреждения ψ_г(t), ψ_в(t) из соотношений:

по горизонтальному каналу

по вертикальному каналу

·

где (ψ_г)_п, (ψ_г)_п-1 - кинематические углы упреждения по горизонтальному каналу соответственно в момент последнего и предпоследнего замера дальности;

(ψ_в)_п, (ψ_в)_п-1 - кинематические углы упреждения по вертикальному каналу соответственно в момент последнего и предпоследнего замера дальности;

t - текущее время;

t_п, t_п-1 - время последнего и предпоследнего замера дальности;

ω_YD(t_п), ω_ZD(t_п) - угловая скорость линии визирования соответственно в горизонтальном и вертикальном каналах в момент последнего замера дальности;

t_пол - полетное время снаряда;

ε - угол места цели;

D(t_п), D(t_п-1) - дальность до цели соответственно при последнем и предпоследнем замере,

где упрежденная дальность (стрельбы) D_стр определяется из соотношений

·

t_пол=t_пол(D_стр),

а угол прицеливания α определяют как функцию дальности стрельбы D_стр и угла места ε

α=α(D_стр, ε),

за время t_пер до начала стрельбы, необходимое для переброса оружия на углы упреждения, заканчивают сопровождение перекрытием прицела и отрабатывают эти углы, и далее во время стрельбы сопровождают стволами упрежденную точку, постоянно отворачивая их от линии визирования в соответствии с вычисляемыми значениями ψ_г(t), ψ_в(t) и α.

4. Система стрельбы БМ по воздушной цели, содержащая прицельно-навигационную систему, включающую ракурсный прицел, прицел-прибор наводчика (ППН), дальномер, гиротахометры горизонтального и вертикального наведения (ГТ ГН и ГТ ВН), а также оператора-наводчика с пультом управления наводчика (ПУН), первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами силовых приводов, третий и четвертый входы которых соединены соответственно с ГТ ГН и ГТ ВН, выходы силовых приводов соединены с пушечной или пулеметной установкой, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены вычислитель и устройство визуализации потребного упреждения стволов, при этом первый-третий входы вычислителя соединены с выходами прицельно-навигационной системы БМ, а его первый-второй выходы соединены соответственно с первым-вторым входами устройства визуализации потребного упреждения стволов, первый-второй выходы которого соединены с ракурсным прицелом.

5. Система стрельбы БМ по п.4, отличающаяся тем, что вычислитель дополнительно имеет четвертый вход, соединенный с выходом прицельно-навигационной системы.

6. Система стрельбы БМ по воздушной цели, содержащая прицельно-навигационную систему, включающую ракурсный прицел, прицел-прибор наводчика (ППН), дальномер, гиротахометры соответственно горизонтального и вертикального наведения (ГТ ГН и ГТ ВН), а также оператора-наводчика, соединенного с первым-вторым входами пульта управления наводчика (ПУН), первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами силовых приводов, третий и четвертый входы которых соединены с выходами гиротахометров соответственно горизонтального и вертикального наведения, а выходы силовых приводов соединены с пушечной или пулеметной установкой (ПУ), отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены вычислитель, устройство визуализации потребного упреждения стволов и устройство замера рассогласования Δψ_г, Δψ_в, при этом первый-четвертый входы вычислителя соединены с выходами прицельно-навигационной системы БМ, а его первый-второй выходы соединены с первым-вторым входами устройства визуализации потребного упреждения стволов, первый-второй выходы которого соединены с ракурсным прицелом, второй-третий выходы которого соединены соответственно с первым-вторым входами устройства замера рассогласования Δψ_г, Δψ_в, первый-второй выходы которого соединены с дополнительно организованными соответственно третьим и четвертым входами ПУНа.

7. Система стрельбы БМ по воздушной цели, содержащая прицельно-навигационную систему, включающую ракурсный прицел, прицел-прибор наводчика (ППН), дальномер, гиротахометры соответственно горизонтального и вертикального наведения (ГТ ГН и ГТ ВН), а также оператора-наводчика, соединенного с первым-вторым входами пульта управления наводчика (ПУН), первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым-вторым входами силовых приводов, третий и четвертый входы которых соединены с выходами гиротахометров соответственно горизонтального и вертикального наведения, а выходы силовых приводов соединены с пушечной или пулеметной установкой (ПУ), отличающаяся тем, что в нее дополнительно введен вычислитель, первый-пятый входы которого соединены с выходами прицельно-навигационной системы, шестой вход - со вторым, а седьмой - с первым выходами силовых приводов, а первый-второй выходы вычислителя соединены с дополнительно организованными соответственно третьим и четвертым входами ПУНа.

Images