Файл: Балуев В.М. Прицелы воздушной стрельбы учебное пособие.pdf

В том случае, когда при атаке цели истребитель имеет крен, для построения угла а в вертикальной плоскости применяют сле­ дующий способ.

9 3

Угол а строят путем отклонений сетки в плоскости симмет­ рии истребителя на угол ас и в плоскости крыльев на угол а к. Углы ас и aft определяются так, чтобы в итоге получить откло­

вектор понижения т/ в вертикальной плоскости.

Из рассмотрения схемы можно оп­ ределить проекции вектора понижения т|с, f\k на плоскость симметрии и плос­ кость крыльев.

т)с == 7) cos 7:

а(формула 2.36), вычисленный уже с учетом угла тангажа 9.

Витоге можно получить следующие формулы для вычисле­ ния углов ас и аА:

ной формуле:

где Е — постоянный коэффициент, который равен некоторому среднему значению произведения cos ft cos 7.

наземных целей с пикирования угол крена 7. как правило, равен нулю (cos 0° = 1), а угол 0 может изменяться в достаточно узком диапазоне 15—45°. Тогда Е будет изменяться лишь в диа­ пазоне 0,97—0,71. При атаках воздушных целей обычно мал угол Э-. Значит, и в этом случае диапазон изменения Е будет мень­ ше. Таким образом, можно выбрать некоторое среднее значение Е, при котором ошибки в вычислении ас по приближенной формуле, вместо точной, будут небольшими.

6'

)

истребитель при атаке цели имеет одинаковые крены правый или левый. Однако для построения угла упреждения сетка должна быть отклонена в сторону, обратную крену, а для построения угла ak —: в сторону крена. То есть эти углы должны строить­ ся в противоположных направлениях. Если иметь в виду, что угол ak обычно бывает значительно меньше, чем угол упреж­ дения ф, можно приближенно учесть поправку аЛ, несколько уменьшив отклонение сетки в направлении размаха самолета при построении угла упреждения.

Обозначим через ф*. отклонение сетки в направлении разма­ ха (в плоскости крыльев) при построении угла упреждения.

где k — постоянный коэффициент, меньший единицы.

Расчетная формула (2.14) для поправки на скольжение ист­ ребителя содержит угол 7СК, который находится в плоскости,

95

проходящей через ось самолета и вектор скорости истребителя

самолета.

Угол скольжения характеризует отклонение вектора скоро­ сти v1 от плоскости симметрии самолета, а угол атаки — откло­

V,

Ф. = — а ат-

®01

При правильном, координированном управлении полетом истребителя углы скольжения обычно очень малы, не более 2—3°. Углы атаки у истребителей при полете на малых и сред­ них высотах также не велики, не более 4—5°. Лишь на больших высотах они могут достигать 10— 12°.

v 0i

единице. Кроме того, неуправляемые ракеты применяются глав­ ным образом для атак наземных целей с пикирования, а в этом случае углы атаки бывают малыми ( 1—2°). Учитывая это, мож­ но вычислять поправки фр, фа по приближенным формулам

96

где А — постоянный коэффициент, характерный для каждого типа ракеты.

В случае стрельбы ракетами, управляемыми по радиолучу, поправки ф. а (§ 4) малы. В то же время радиолокацион­ ный луч для сопровождения является обычно довольно широ­ ким. Поэтому при стрельбе ракетами, управляемыми по радио­ лучу, оказывается возможным приближенно учитывать поправ­ ки ф, а.

В разных АСП при стрельбе такими ракетами или строится угол упреждения в соответствии с формулой 2.33, но при неко­ тором постоянном значении времени 7'р, или строится только угол ас в зависимости от высоты полета истребителя.

Таким образом, в АСП в качестве рабочих применяются следующие формулы:

Ф“в

Гр = Л7. + ? (0)/ (Я );

ас = (аТр + b) Е;

(2,45)

Ч = — &|>й:

фэ = лрск;

Фа ="Ааат.

Формулы (2.45) проще, чем расчетные формулы, приведен­ ные в §§ 1—3. Для определения по ним угловых поправок нужно измерять:

—■угловую скорость визирной линии шв;

— дальность D; высоту полета Н;

-— углы скольжения и атаки Рск, аат.

Значит, в составе АСП должны быть измерители указанных параметров и счетно-решающие устройства, вычисляющие поправки в соответствии с формулами (2.45).

Измерители (датчики) входных параметров, применяемые в АСП

Д ля измерения угловой скорости % в АСП применяется трехстепенной гироскоп. Применение гироскопа для этой цели основано на его свойстве прецессировать (поворачиваться) под действием внешней силы, приложенной к оси на некотором рас­ стоянии от точки подвеса (гл. I). Причем

7 . В. М. Балуев, Р. B.’ Мубаракшин.

I - - плечо силы относительно точки подвеса; К — кинетический момент гироскопа.

Момент Р1 создает система коррекции гироскопа. Эта систе­ ма создает такой момент, что при слежении за целью«»,. — <v

Дальность цели D автоматически измеряется радиодально­ мером. С выхода радиодальномера при захвате им цели в счет­ но-решающие устройства прицела поступает напряжение uD, пропорциональное дальности

11о ~ kD D,

где kD — постоянный коэффициент, характерный для каждого типа дальномера.

В прицеле имеется также оптический дальномер, с помощью которого летчик может определять дальность при отказе радио­ дальномера, вводя ее вручную в счетно-решающие устройства. Основы устройства оптического дальномера рассмотрены в гл. I.

Высота полета истребителя Н определяется механизмом автоматического ввода высоты. Схема механизма показана на

рис. 2.27.

Чувствительным элементом является сильфон 1, представ­ ляющий собой гофрированную трубку, запаянную с обоих кон­ цов. Из сильфона выкачан воздух и он поджат пружиной.

При увеличении высоты силь­ фон расширяется, сжимая пру­ жину. Перемещение сильфона через рычаг 2 передается движку потенциометра 3. Угол поворота движка пропорциона­ лен высоте. Обмотка потенцио­ метра имеет переменный шаг, который выбран так, чтобы на­ пряжение, снимаемое с движка при его перемещении изменя­

лось бы в соответствии с функцией /(Я) (формула 2.34 для Гр). Углы атаки и скольжения аат, ,3СК измеряются ДУАС'ом — датчиком углов атаки и скольжения, который работает как

флюгер-указатель направления ветра.

ДУАС (рис. 2.28) имеет две пары подвижных крылышек 1,2. Он устанавливается на самолете впереди по полету с помощью длинной штанги 3. Это нужно для того, чтобы датчик находил­ ся в невозмущенном потоке воздуха. При установке достигается параллельность оси штанги х и осей вращения крылышек у, z осям самолета х и у\, г\.

98