Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ БОЕВОЙ МАШИНЫ ПО СКОРОСТНОЙ ЦЕЛИ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ (ВАРИАНТЫ)

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 *=α ₀(D_y),

β *=ω _цτ_-z,

α =α *-β sinγ ,

β =β *+α sinγ ,

D_y=D_y(D, Δ T_B, Δ v₀, Δ T_З, Δ H)

где α - угол прицеливания;

β - угол крена;

t_пол - полетное время снаряда на дальность;

ω _ц - относительная угловая скорость движения цели в горизонтальной плоскости;

D_y, D - соответственно упрежденная и текущая дальность до цели;

z - поправка на деривацию;

Δ T_B, Δ T_З, Δ H - отклонение соответственно температуры воздуха и заряда, давления воздуха от нормального;

Δ v₀ - 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 существует подсистема, включающая прицельно-навигационную систему, бортовой аналоговый вычислитель, силовые привода, 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 линии визирования в вертикальной плоскости, неучетом скорости сближения цели с носителем.

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 град/с) и ограничений по углу прокачки линии визирования в вертикальной плоскости (ε <30° ).

Поэтому наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является способ стрельбы БМ по целям, включающий обнаружение и опознавание цели, сопровождение с определением координат и параметров цели, определение угловых поправок на движение цели и носителя из математических выражений и отклонение во время стрельбы в соответствии с вычисленными поправками ствола ПУ /3/.

Для реализации этого способа на БМ известна система огневой защиты, которая содержит обзорно-прицельную, навигационную системы, бортовую вычислительную систему, включающую в свой состав устройство определения углов упреждения, содержащее, в свою очередь, блок формирования угла упреждения Δ β , блок формирования угла упреждения Δ ε , блок формирования упрежденной дальности D_y, блок формирования полетного времени t_пол, блок формирования абсолютной начальной скорости v₀₁, блок формирования скорости сближения , а также силовые приводы установки, пулеметную или пушечную установку.

Недостатком приведенного способа и реализующей его системы является снижение точности стрельбы из-за резкого нарастания систематической ошибки стрельбы в ближней зоне стрельбы, в особенности при обстреле высокоскоростной цели, при пролете ее на значительных параметре и высоте.

Задачей предлагаемого способа и реализующей его системы является повышение точности и соответственно эффективности стрельбы БМ по высокоскоростным, в частности воздушным целям, в особенности в ближней зоне стрельбы.

Поставленная задача решается тем, что в известном способе защиты БМ от СВН, включающем обнаружение и опознавание цели, сопровождение с определением координат и параметров цели, определение угловых поправок на движение цели и носителя из математических выражений и отклонение во время стрельбы в соответствии с вычисленными поправками ствола пушечной установки (ПУ), согласно изобретению дополнительно перед вычислением угловых поправок определяют отклонение стволов ПУ от плоскости башни в вертикальной плоскости ε ^', определяют рассогласование положения стволов ПУ и линии визирования в горизонтальной плоскости прицельной системы координат Х_DY_DZ_D Δ β ₁, а требуемые угловые поправки на движение цели и БМ соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях прицельной системы координат определяют на момент выстрела из соотношений

где D, D_y - соответственно текущая и упрежденная дальность до цели, м;

ω _YD, ω _ZD - угловая скорость линии визирования относительно соответственно вертикальной (OY_D) и горизонтальной (OZ_D) оси прицельной системы координат;

t_пол - полетное время снаряда, с;

v₀, v₀₁ - соответственно относительная и абсолютная начальная скорость снаряда, м/с;

v_м - скорость БМ, м/с;

β , ε - углы визирования цели соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях связанной с носителем системы координат, рад;

и отклоняют во время стрельбы в соответствии с вычисленными на момент выстрела поправками стволы ПУ относительно линии визирования.

Поставленная задача решается также тем, что после определения угловых поправок Δ ε , Δ β определяют погрешность их вычисления из соотношений

δ Δ β =| Δ β -arcsinΔ β | ,

δ Δ ε =| Δ ε -arcsinΔ ε | ,

сравнивают с допустимой погрешностью и в случае превышения ее по любому из каналов определяют угловую поправку по соответствующему каналу из соотношений

Δ β =arcsinΔ β

Δ ε =arcsinΔ ε .

Поставленная задача решается также тем, что в известную систему для стрельбы БМ по скоростной цели, содержащую обзорно-прицельную, навигационную системы, бортовую вычислительную систему, включающую в свой состав устройство определения углов упреждения, содержащую, в свою очередь, блок формирования угла упреждения Δ β , блок формирования угла упреждения Δ ε , блок формирования упрежденной дальности D_y, блок формирования полетного времени t_пол, блок формирования абсолютной начальной скорости v₀₁, блок формирования скорости сближения , а также силовые привода установки, пулеметную или пушечную установку, согласно изобретению в устройство определения углов упреждения бортовой вычислительной системы дополнительно введен блок вычисления угловой поправки ε _попр, причем первый его вход соединен со вторым выходом обзорно-прицельной системы, а его второй и третий входы - соответственно с выходом блока формирования угла упреждения Δ β и выходом блока формирования угла упреждения Δ ε , а выход - с дополнительно организованным одиннадцатым входом блока формирования угла упреждения Δ ε .

Поставленная задача решается также тем, что согласно изобретению блок вычисления угловой поправки ε _попр выполнен в виде последовательно соединенных первого сумматора (СУM1), первого косинусного преобразователя, первого (МУ1) и второго (МУ2) множительных устройств, причем второй вход МУ1 соединен с выходом СУМ2, вход которого соединен с инверсным выходом второго косинусного преобразователя, вход которого соединен с выходом блока формирования угла упреждения Δ β , второй вход МУ2 соединен с выходом синусного преобразователя, вход которого, а также второй вход СУМ1 соединены со вторым выходом прицельно-навигационной системы.

Поставленная задача решается также тем, что в известную систему для стрельбы БМ по скоростной цели, содержащую обзорно-прицельную, навигационную системы, бортовую вычислительную систему, включающую в свой состав устройство определения углов упреждения, содержащее, в свою очередь, блок формирования угла упреждения Δ β , блок формирования угла упреждения Δ ε , блок формирования упрежденной дальности D_y, блок формирования полетного времени t_пол, блок формирования абсолютной начальной скорости v₀₁, блок формирования скорости сближения , а также силовые привода установки, пулеметную или пушечную установку, согласно изобретению в устройство определения углов упреждения бортовой вычислительной системы дополнительно введен блок вычисления угловой поправки ε _попр, причем первый-второй его входы соединены соответственно с первым-вторым выходами обзорно-прицельной системы, а его третий и четвертый входы - с выходами силовых приводов соответственно горизонтального и вертикального наведения, а выход - с дополнительно организованным одиннадцатым входом блока формирования угла упреждения Δ ε .

Именно организованная таким образом стрельба с помощью предлагаемых систем обеспечивает согласно способу повышение точности стрельбы по скоростной, в частности воздушной цели, при расширении условий боевого применения в части повышения скоростей СВН, параметров и высот их пролета относительно БМ и связанной с этим обстоятельством необходимости расширения зон возможной стрельбы БМ как в дальней, так и в ближней зоне.

Тем самым достигается цель изобретения. Это позволяет сделать вывод о том, что заявляемые изобретения связаны между собой единым изобретательским замыслом.

Сопоставительный анализ заявленных решений с прототипами показывает, что заявляемый способ отличается от известного тем, что дополнительно перед вычислением угловых поправок определяют отклонение стволов ПУ от плоскости башни в вертикальной плоскости ε ^', определяют рассогласование положения стволов ПУ и линии визирования в горизонтальной плоскости прицельной системы координат X_DY_DZ_DΔ_{β 1, а требуемые угловые поправки на движение цели и БМ соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях прицельной системы координат определяют на момент выстрела из соотношений}

Анализ соответствующей литературы /3, 4/ показывает, что первый разворот системы координат Xv₀Yv₀Zv₀ на угол β '=β +Δ β производится в системе координат (с.к.) носителя, в плоскости Х_HY_HZ_H, фиг.1. И угол Δ β находится также в плоскости X_HOZ_H. Реальный же разворот ствола оружия ОХv₀ происходит в прицельной с.к. в некоторой плоскости Х_DОХ, наклоненной к горизонтальной плоскости носителя X_HOZ_H на угол ε .

Этот фактор начинает сказываться при увеличении высоты пролета цели Н, особенно в ближней зоне на малых дальностях D ().

На фиг.2 и 3 для сравнения приведены зависимости промаха в картинной плоскости стрельбы соответственно в горизонтальной r_z и вертикальной r_у плоскости, а также вдоль направления стрельбы r_х, получаемые при расчете угловых поправок Δ β , Δ ε по исходной зависимости (см. прототип) и при введении операции деления на cosε ^'.

Как следует из фиг.2-3, боковой промах r_z, составлявший на D=1200-1000 м 11-16 м, практически устраняется.

По аналогии с вышесказанным разворот стволов оружия в вертикальной плоскости в с.к. носителя осуществляется на угол ε '=ε +Δ ε , т.е. в плоскости . Реальный же разворот стволов в процессе сопровождения и стрельбы осуществляется в прицельной с.к. X_DY_DZ_D в плоскости . Очевидно, плоскости и в общем случае не совпадают, т.к.

Поэтому возникает необходимость во введении корректирующей добавки в угловую поправку Δ ε _доб=(1-cosΔ β )cos(ε +Δ ε )sinε .

И угловую поправку в вертикальном канале следует записать в виде

причем ε ’=ε +Δ ε .

Однако введение поправки Δ ε _доб при расчете Δ ε автоматически приводит к решению системы двух алгебраических уравнений, причем первое из них задано в неявном виде

Δ ε =Δ ε (Δ β , Δ ε ... ),

Δ β =Δ β (Δ ε ... )

и переводит решение в общем случае в класс итерационных задач.

Причем в процессе решения уже используются получаемые итерационным способом значения упрежденной дальности D_y и полетного времени t_пол.

Практическим выходом из этой ситуации может быть измерение отклонения ствола ПУ от плоскости башни в вертикальной плоскости ε ' с помощью датчика положения ДП /2, стр. 17, 18/, а также измерение рассогласования положения ствола ПУ и линии визирования в горизонтальной плоскости прицельной системы координат Δ β с помощью датчика угла (ДУ) /2, стр.17-18/.

Кроме того, поскольку расчеты по стрельбовому алгоритму ведутся с высокой тактовой частотой, то можно использовать при расчете i -ого значения Δ β , Δ ε соответствующие (i-1)- ые их значения.

Поэтому далее везде значения Δ β , стоящие в правой части уравнения, будем обозначать с индексом Δ β ₁. Это имеет смысл ухода от итерационного счета. Для вычисления поправки, например Δ β , используются текущие значения рассогласования Δ β , обозначаемые далее Δ β ₁. А получены они могут быть либо с соответствующих датчиков, уже имеющихся в системе, например в БМП-3 - ДУ и ДП, (стр. 17-18 /2/), либо с предыдущего такта счета.

Эффект от учета этой добавки можно оценить, сравнивая фиг.2 и 4. Наблюдается снижение примерно в 2-3 раза систематической (методической) ошибки; по вертикальному каналу: на D_y=800 м r_у снижается с 8 до 3 м, на D_y=1200 м - с 2 до 1,2 м.

Однако при этом следует заметить, что такое уточнение целесообразно, если одновременно будет уточнена и поправка по Δ β см. фиг.5.

И, наконец, дальнейшее уточнение угловых поправок Δ β , Δ ε можно осуществить, беря от них функцию arcsin-Δ β → arcsinΔ β , Δ ε → arcsinΔ ε .

На фиг.5 приведены систематические или методические ошибки вычисления угловых поправок после введения соответствующих уточнений в Δ β , Δ ε , заявляемых в п.1 формулы изобретения.

Промахи сравнительно невелики и возрастают к пролету не более чем до 2-2,5 м (в горизонтальном канале), кривые 1. Однако они могут существенно возрасти при увеличении значения самих Δ β и Δ ε при возрастании скорости цели, например до v_ц=300 м/с, см. пунктирные кривые, при увеличении параметра и высоты пролета, например до р=1000 м, Н=1000 м, см. штрихпунктирные кривые.

Введением же операции arcsinΔ β , arcsinΔ ε методическая ошибка устраняется вовсе: r_x, r_у, r_z=0.

Однако такое уточнение целесообразно вводить, оценив предварительно допускаемую методическую ошибку при его неучете δ β _,ε_{=|Δ β (Δ ε )-arcsinΔ β (Δ ε )| и сравнив эту ошибку с допустимой в данном случае ошибкой δ β ,ε.}

И если δ β ≥ δ β ^дoп, то определяют уточненные значения угловых поправок Δ β =arcsinΔ β .

Аналогично и для Δ ε .

Пересмотр и уточнение алгоритма расчета кинематических угловых поправок обусловлены следующими обстоятельствами:

- расширение условий боевого применения артиллерийского вооружения, используемого для защиты от СВН, в части увеличения скорости, курсового параметра р и высоты Н пролета целей, которые подлежат обстрелу;

- связанное с этим расширение зон возможной стрельбы, требующее увеличения углов прокачки линии визирования, максимальных значений угловой скорости линии визирования (в БМП-3 ε ^mах=30° , в БМП-4 ε ^max=60° ), максимальных значений угловой скорости линии визирования (в БМП-3 ω ^max=5-6° /c, в БМП-4 ω ^max=20° /c).

На фиг.6 представлены зоны возможной стрельбы БМП-3 и БМП-4.

В пользу увеличения параметра и высоты пролета целей, которые следует обстреливать БМ, говорит наметившаяся тенденция создания автоматизированных систем управления боевых подразделений. Это позволит в случае необходимости осуществлять скоординированный одновременный обстрел наиболее опасных целей с нескольких БМ.

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

Анализ известных способов защиты объектов от СВН в данной области техники не позволил выявить в них совокупность признаков, отличающих заявляемое решение от прототипа.

Отдельные операции, входящие в заявляемый способ, широко известны. Однако при их введении в способ в указанной последовательности (связи) по предлагаемым соотношениям достигается желаемый эффект - повышение точности и эффективности стрельбы по воздушным целям.

При изучении технических решений в других областях техники признаки, отличающие заявляемое изобретение - систему стрельбы БМ по скоростной воздушной цели, также не были выявлены.

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

На фиг.1 показана ориентация визирной с.к. Х_DY_DZ_D и с.к., связанной с подвижной артиллерийской установкой Xv₀Yv₀Zv₀, относительно связанной с носителем с.к. X_HY_HZ_H.

На фиг.2 приведены зависимости проекций систематической ошибки r(r_x, r_у, r_z) от упрежденной дальности D_y при определении угловых поправок по зависимостям

Стрельба осуществляется ПУ по горизонтально летящей цели со скоростью v_ц=200 м/с на высоте Н=500 м и курсовом параметре р=500 м. Начальная скорость снаряда v₀=980 м/с. Скорость носителя БМ v_м=10 м/с.

На фиг.3 приведены зависимости проекций систематической ошибки r(r_x, r_у, r_z) от упрежденной дальности Dy при введении деления Δ β на cosε ', т.е. при определении угловых поправок по зависимостям

На фиг.4 приведены зависимости проекций систематической ошибки r(r_x, r_у, r_z) от D_y при введении поправки в Δ ε , т.е. при определении угловых поправок по зависимостям

На фиг.5 приведены зависимости проекций систематической ошибки r(r_x, r_у, r_z) от D_y при введении рассматриваемых поправок по обоим каналам по зависимостям

Как следует из графиков, систематическая ошибка к моменту пролета цели (v_ц=200 м/с, р=Н=500 м) относительного носителя (БМ) не превышает ≈ 1-2 м.

Однако систематическая ошибка может существенно возрасти при увеличении скорости цели (см. пунктирные линии для v_ц=300 м/с и при увеличении курсового параметра и высоты пролета цели (см. штрихпунктирную линию для v_ц=300 м/с и р=Н=1000 м).

Введение в зависимости для Δ β , Δ ε операции arcsin (arcsin β , arcsin ε ) сводит окончательно систематические ошибки, обусловленные методическими ошибками алгоритма, в рассматриваемых условиях боевого применения, а также при отсутствии методических ошибок входных параметров алгоритма к нулю.

На фиг.6 представлены зоны поражения пушечным вооружением БМ воздушной цели, летящей со скоростью v_ц=200 м/с. СУ БМ соответствует БМ типа БМП-3 (максимальная угловая скорость ω ^mах=6 град/с, предельный угол прокачки линии визирования ε ^пред=30° ) и перспективной БМП (ω ^mах=20 град/с, ε ^пред=60° ).

Таким образом, снятие или смягчение ограничений, вносимых СУ перспективных БМ, предъявляет новые требования к алгоритму стрельбы в части его универсализации, расширения условий боевого применения.

На фиг.7 (7а и 7б, на 2-ух листах) представлены функциональная схема системы стрельбы БМ по цели и место в ней заявляемого блока вычисления угловой поправки в Δ ε -ε _попр (пункты 3, 4 формулы изобретения).

На фиг.8 представлена структурная схема блока вычисления угловой поправки ε _попр.

На фиг.9 (9а и 9б, на 2-ух листах) представлены функциональная схема системы стрельбы БМ по цели (вариант реализации) и место в ней заявляемого блока вычисления угловой поправки в Δ ε -ε _попр (пункт 5 формулы изобретения).

Для подтверждения технической реализуемости заявляемого способа (и соответствующей системы) ниже приведен пример работы.

После взятия на сопровождение атакующей воздушной цели типа самолета (или вертолета) из обзорно-прицельной системы 1 в вычислительную систему (ВС) поступают непрерывно сигналы об углах визирования цели β и ε и угловых скоростях ω _yD, ω _ZD соответственно в двух плоскостях системы координат, связанной с носителем Х_HY_HZ_H, а также дискретные замеры дальности . С навигационной системы в ВС поступают также данные о носителе: скорость носителя, углы тангажа, крена и т.д.

Предварительно в ВС введены данные об оружии (баллистический коэффициент, относительная начальная скорость снаряда), а также данные о внешней среде.

На основании полученной информации в устройстве определения углов упреждения Δ β и Δ ε рассчитываются кинематические поправки, обусловленные движением цели и носителя -Δ β и Δ ε - соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях прицельной системы координат X_DY_DZ_D.

Для этого предварительно определяется скорость сближения цели с носителем в блоке формирования скорости сближения , вычисляется абсолютная начальная скорость снаряда v₀₁ в блоке формирования абсолютной начальной скорости снаряда из математического выражения, например

где v₀ - относительная начальная скорость снаряда, м/с,

v_н - скорость носителя (БМ), м/с,

β , ε - угол визирования цели соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости в связанной с носителем системе координат, рад

после чего находят время полета снаряда t_пол и упрежденную дальность D_y

с_н=сН(Н),

где с - баллистический коэффициент снаряда, м /кгс,

Н(Н) - относительная плотность воздуха,

D, D_y - соответственно текущая и упрежденная дальность до цели, м,

- скорость сближения цели и носителя, м/с,

ω _zD, ω _yD - угловая скорость линии визирования относительно соответственно вертикальной (OY_D) и горизонтальной (OZ_D) оси прицельной с.к. X_DY_DZ_D, 1/с,

t_З - время задержки (время между последним замером координат и параметров цели и выстрелом), с.

Кроме того, в ВС вычисляются остальные поправки, в частности, на базу (параллакс), понижение снаряда под действием силы тяжести (угол прицеливания), деривацию и т.п.

Достаточно подробно их вычисление приведено в обширной литературе, в частности /3, 5/.

Далее комбинация выработанных поправок (с учетом угла крена) по каждому из каналов поступает на вход силового привода.

Силовые приводы 14 и 15, отрабатывая управляющие сигналы с учетом сигнала обратной связи, в каждый момент времени разворачивают стволы ПУ 16 в нужном направлении.

Использование заявляемого способа и реализующей его системы обеспечит по сравнению с существующими следующие преимущества:

повышение точности стрельбы и отсюда эффективности зенитного огня БМ по высокоскоростным воздушным целям, в особенности в ближней зоне стрельбы;

появляется возможность обстрела наиболее опасной цели одновременно несколькими БМ боевого подразделения;

расширение условий боевого применения артиллерийского вооружения БМ, используемого для защиты от СВН, в части увеличения скорости, курсового параметра и высоты пролета потенциально обстреливаемых целей;

расширение спектра обстреливаемых целей в части уменьшения их размеров.

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, КБП, 1991, стр. 1-10.

3. Патент России №2087832 (прототип).

4. Р.В.Мубаракшин, В.М.Балуев. "Прицелы воздушной стрельбы". Учебное пособие, М., издание ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского, 1968.

5. Патент России №2172463.