Спосіб прицілювання при бомбометанні та пристрій для його реалізації

1. Спосіб прицілювання при бомбометанні, який полягає в тому, що в обчислювач літального апарата уводять відомі залежності А0(Н, V, f (0 ), l ) та Т(Н, V, f (0 ), l ) штильного відносу А0 і часу Т падіння бомби або десантованого об'єкта від висоти Н, швидкості V польоту літального апарата, характеристичного параметра f (0 ) бомби або десантованого об'єкта, кута l пікірування (кабрування) літального апарата, а також задані значення характеристичних параметрів бомби або десантованого об'єкта, у процесі прицілювання вимірюють значення Н, V, уводять значення Н, V, l в обчислювач літального апарата, у якому по введених залежностях штильного відносу А0 і часу Т падіння бомби і значеннях Н, V, Х і характеристичному параметрові бомби обчислюють значення А0 і Т, обчислюють також необхідне значення Дтр дальності між літальним апаратом і ціллю в момент скидання бомби або десантованого об'єкта і необхідне значення Fтр бортового кута цілі, поточні значення різниці dД між Дтр і поточним значенням Д дальності до цілі і різниці dF між Fтр і поточним значенням бортового кута цілі, змінюють напрямок польоту літального апарата до одержання нульового значення величини dF і скидають бомбу або десантований об'єкт при досягненні нульового значення величиною dД, вводять в обчислювач літального апарата відомі значення географічної широти ГШЦ, географічної довготи ГДЦ і висоти Нц цілі над рівнем моря, на літальному апараті вимірюють значення кутів атаки l (t ) , ковзання b( t ) , курсу k( t ) , тангажа u(t ) і вводять ці значення в обчислювач літального апарата, на літальному апараті також приймають радіосигнали від штучних суп утників Землі системою супутникової наві 2 (19) 1 3 79823 гальмової бомби або десантованого об'єкта, t1 час від скидання бомби або десантованого об'єкта до спрацьовування гальмового пристрою, попередньо в обчислювач літального апарата вводять каталог можливих для застосування на даному літальному апараті бомб і десантованих об'єктів з відповідними балістичними характеристиками, по введених кодах витягають з каталога відповідні їм характеристичні швидкості V0 , номер групового балістичного закону Ni, час t1 спрацьовування гальмового пристрою і вводять у залежності штильного відносу Ао і часу Т падіння бомби або десантованого об'єкта, вимірюють температуру tз.п.(Н) зовнішнього повітря і вводять поточні значення її в обчислювач літального апарата, аналізують вірогідність інформації від бортових датчиків і систем і забезпечують вибір достовірних параметрів з попередньо встановленим пріоритетом, розраховують знос D Дк бомби або десантованого об'єкта від коріолісова прискорення і вводять його для корекції розрахованого необхідного значення Дтр дальності між літальним апаратом і ціллю у момент скидання бомби або десантованого об'єкта. 2. Спосіб прицілювання при бомбометанні за п. 1, який відрізняється тим, що попередньо під час польоту літального апарата при оперативному виявленні цілі накладають прицільну марку на ціль, натискають кнопку прив'язки і фіксують на момент tn прив'язки бокову і подовжню складові кута візування, а також кути атаки a (t n ) , ковзання bск ( tn ) , курсу k(t n) , тангажа u(tn ) , крену g(t n) і географічну широту ГШл(tn), географічн у довготу ГДл(tn) і висоту Нц (tn) літального апарата, обчислюють координати Хц (tn), У ц (tn), Zц (tn) цілі відносно Винахід відноситься до галузі авіаційного приладобудування і, зокрема, до оптико-електронних прицілів або прицільних комплексів винищувально-бомбардувальної авіації і може знайти застосування як при їхній розробці, так і при модернізації існуючих. Відомі різні способи прицілювання при бомбометанні. Усі вони, в остаточному підсумку, зводяться до здійснення бічного наведення і прицілюванню по дальності. Більш докладно ці способи розглянуті, наприклад, у [книзі "Довідник льотчика і штурмана" за редакцією В. М. Ланского, Москва, 1974р.]. Інтенсивний розвиток авіаційних систем керування озброєнням і необхідність підвищення тактико-технічних характеристик прицільних систем призвели до тенденції комплексування їх з різним ступенем інтеграції з навігаційними і пілотажними системами. З впровадженням в авіацію супутникових навігаційних систем інформацію від них почали використовувати і для рішення прицільних задач. Так відома [патент US 5 86683 8А від 02.02.1999р., М.кл. 6F41G7/34 див. "Винаходи країн світу". Вып. 80 №2/2000", стор. 10] система на 4 системи координат JIXYZ літального апарата й обчислюють географічну широту ГШц , географічну довготу ГДц і висоту Нц по географічних координатах ГШц (tn), ГДц (tn), Нц (tn) літального апарата на момент прив'язки і відносних координат Хц (tn), Yц (tn), Zц (tn) цілі відносно літального апарата, вводять отримані географічні координати оперативно виявленої цілі в пам'ять обчислювача літального апарата і витягають їх для обчислення прицільних даних у випадку прийняття рішення про атаку на дану оперативно виявлену ціль. 3. Пристрій прицілювання при бомбометанні, що включає візирний пристрій з формувачем і побудовником прицільної марки, систему бортових датчиків, суп утникову навігаційну систему, обчислювальний пристрій, блок підсилювачів і комутації, перший вихід якого з'єднаний із входом візирного пристрою, другий вихід - із входом формувача і побудовником прицільної марки, вихід якого з'єднаний з першим входом блока підсилювачів і комутації, другий вхід якого з'єднаний з першим виходом обчислювального пристрою, а третій вихід з першим входом обчислювального пристрою, другий і третій входи якого з'єднані, відповідно, з виходом системи бортових датчиків і виходом супутникової навігаційної системи, який відрізняється тим, що в нього додатково введені пристрій задання кодів застосовуваного озброєння, модуль повітряних параметрів, аналізатор вірогідності інформації, вхід і ви хід якого з'єднані, відповідно, із другим виходом і четвертим входом обчислювального пристрою, а п'ятий і шостий входи обчислювального пристрою з'єднані, відповідно, з виходом пристрою задання кодів і виходом модуля повітряних параметрів. ведення вільно падаючих авіаційних бомб. Система забезпечує підвищення точності бомбометання звичайними бомбами з літака носія і містить бортову апаратуру супутникової навігації і настановний комплект, що монтується на кожній бомбі. Бортова апаратура взаємодіє із системою суп утникової навігації, забезпечує визначення координат літака з високою точністю і скидання бомб у заданій точці. Настановний комплект розташований на бомбі в її носовій частині замість головного взривувача і містить приймач сигналів суп утникової навігації і блок керування. Після відділення бомби від літака носія приймач одержує сигнали від декількох навігаційних супутників і забезпечує визначення поточних координат бомби. Дані від приймача передаються на блок керування, що за допомогою імпульсних реактивних двигунів у визначених межах коректує траєкторію польоту бомби для забезпечення поразки заздалегідь розвіданої цілі з високою точністю. Істотним недоліком такої системи є необхідність постачання кожної бомби дорогою апаратурою супутникової навігації і коригувальних реактивних дви гунів для разового застосування. 5 79823 Найбільш близьким по технічному змісті до пропонованого способу є спосіб прицілювання при бомбометанні, [патент Російської Федерації на винахід №2204106 від 19.04.2001р., М.кл. F41G9/02, 7/20]. Суть відомого способу полягає в тім, що попередньо в обчислювач літального апарата уводять відомі залежності А0(Н, V, f (0 ) , l) та Т(Н, V, f (0 ) , l) штильного відносу А0 і часу Т падіння бомби або десантуємого об'єкта від висоти Н и швидкості V польоту літального апарата, кута l його пікірування, характеристичного часу 6, а також задані значення 0 і вектора R виносу, у процесі прицілювання вимірюють Н и V, уводять значення H, V, l, в обчислювач літального апарата, у якому по введених залежностях А0(Н, V, f (0 ) , l) та Т(Н, V, f (0 ) , l) і значенням R, Н, V, 0 , l обчислюють значення А0 і Т, обчислюють також необхідне значення Дтр дальності між літальним апаратом і ціллю в момент скидання бомби або десантуємого об'єкта і необхідне значення Fтр бортового кута цілі, поточні значення різниці dД між Дтр і поточним значенням Д дальності до цілі і різниці dF між Fтр і поточним значенням бортового кута цілі, змінюють напрямок польоту літального апарата до одержання нульового значення dF і скидають бомбу або десантуємий об'єкт при досягненні нульового значення величини dД, на наземному пункті попередньо визначають значення географічної широти ГШп географічної довготи ГДп і висоти Нп над рівнем моря місця розташування цього пункту, в обчислювач цього пункту вводять попередньо цифрову карту місцевості району його розташування з цифровою матрицею висоти рельєфу місцевості над рівнем моря, у процесі прицілювання на наземному пункті вимірюють поточне значення ДЦП(t) відстані між цим пунктом і наземною ціллю і поточне значення АЦП(t) кута магнітного азимута напрямку з наземного пункту на цю ціль і вводять ці значення в обчислювач цього пункту, де з використанням введеної інформації обчислюють поточні значення кута ВЦП(t) узвишшя, координат ХЦ(t), ZЦ(t) цієї мети щодо наземного пункту, поточні значення географічної широти ГШЦ(t), географічної довготи ГДл(t) і висоти Нл(t) над рівнем моря місця розташування цієї цілі і періодично передають значення ГШЦ(t), ГДЦ(t) і НЦ(t) по радіоканалі на літальний апарат, де них приймають і вводять в обчислювач літального апарата, де них запам'ятовують і обновляють у міру надходження, на літальному апараті вимірюють поточні значення кутів атаки a(t), ковзання b(t), магнітного курсу КМ(t) і тангажа mu(t) подовжньої осі літального апарата і вводять ці значення в обчислювач літального апарата,на літальному апараті також приймають радіосигнали від штучних супутників Землі системи супутникової навігації, з використанням цих сигналів визначають поточні значення географічної широти ГШЛ(t), географічної довготи ГДЛ(t) і висоти Н л(t) місця розташування літального апарата, а також проекцій Wxл(t), Wyл(t), Wzл(t) його шляхової швидкості на осі системи координат JIXYZ, початок який поміщають у точці Л місця розташування летального апарата, вісь ЛХ направляють на північ по дотич 6 ній до географічного меридіана, минаючий через цю точку, а вісь ЛУ направляють нагору перпендикулярно площині ЛХ і вводять ці значення в обчислювач літального апарата, з використання введеної інформації на літальному апараті обчислюють поточне значення l(t) кута пікірування (кабрирування) літального апарата, що течуть значення Vx(t), Vy(t), V2(t) швидкості літального апарата на осі систем координат ЛXYZ, поточні значення проекцій Ux(t), U y(t), Uz(t) швидкості вітру на осі системи координат ЛХУZ, поточні значення Хтр(t), Yтp(t), Zтp(t) необхідних координат літального апарата щодо цілі в момент скидання бомби або десантуємого об'єкта в системі координат JIXYZ, що використовують для обчислення значень Дтр і Ртр, поточні значення dХцл(t), dYцл(t), dZцл(t) координат літального апарата щодо цілі в системі координат JIXYZ, і поточні значення Д дальності між літальним апаратом і ціллю і F бортового кута цілі. Недоліками даного способу прицілювання при бомбометанні є необхідність мати в наявності наземний пункт для визначення координат цілі і супроводи її, необхідність передачі параметрів цілі на борт літального апарата по радіоканалі, відсутність обліку впливу температури зовнішнього повітря на його щільність і відсутність обліку впливу кориолисова прискорення на віднос бомби. До недоліків варто також віднести, той факт, що балістичні характеристики бомби враховуються тільки характеристичним часом Q (часом падіння бомби в стандартній атмосфері з висоти Н = 2000 м при швидкості носія V=40м/с), а не характеристичною швидкістю V0 ("рівноважна" швидкість бомби, при якій бомба досягає лобового опору, рівному її ваги) і гр уповим законом лобового опору. Поставлено задачу створення способу і пристрою, що виключають зазначені недоліки і підвищувальну точність рішення прицільних задач. Для вирішення поставленої задачі у відомому способі прицілювання при бомбометанні, який полягає в тому, що в обчислювач літального апарата уводять відомі залежності А0(Н, V, f(q), X) та Т(Н, V, f(q), l) штильного відносу Ао і часу Т падіння бомби або десантуємого об'єкта від висоти Н, швидкості V польоту літального апарата, характеристичного параметра f(q) бомби або десанту ємого об'єкта, кута X пікірування (кабрирування) літального апарата, а також задані значення характеристичних параметрів бомби або десантуємого об'єкта, у процесі прицілювання вимірюють значення Н, V, уводять значення Н, V, l в обчислювач лі тального апарата, у якому по введених залежностях штильного відносу Ао і часу Т падіння бомби і значенням Н, V, l і характеристичному параметрові бомби обчислюють значення Ао і Т, обчислюють також необхідне значення Дтр дальності між літальним апаратом і ціллю в момент скидання бомби або десантуємого об'єкта і необхідне значення FTp бортового кута цілі, поточні значення різниці dД між Дтр і поточним значенням Д дальності до цілі і різниці dF між Fтp і поточним значенням бортового кута цілі, 7 79823 змінюють напрямок польоту літального апарата до одержання нульового значення величини dF і скидають бомбу або десантуємий об'єкт при досягненні нульового значення величиною dД, вводять в обчислювач літального апарата відомі значення географічної широти ГШЦ, географічної довготи ГДЦ і висоти Н Ц цілі над рівнем моря, на літальному апараті вимірюють значення кутів атаки l(t), ковзання b(t), курсу k(t), тангажа u(t) і вводять ці значення в обчислювач літального апарата, на літальному апараті також приймають радіосигнали від штучних суп утників Землі системою суп утникової навігації, з використанням цих сигналів визначають поточні значення географічної широти ГШЦ(t), довготи ГДЦ(t) і висоти Hл(t) місця розташування літального апарата, а також проекцій Wхл(t), W ул(t), Wzл(t), його шля хової швидкості на осі системи координат ЛXYZ, початок який поміщають у точці Л місця розташування літального апарата, вісь ЛХ направляють на північ по дотичній до географічного меридіана, що проходить через точку Л, вісь ЛZ направляють на схід по дотичній до географічної паралелі, що проходить через точку Л, а вісь ЛУ направляють нагору перпендикулярно площини ЛXZ, і вводять ці значення в обчислювач літального апарата, з використанням введеної інформації обчислюють поточне значення l(t) кута пікірування (кабрирування) літального апарата, поточні значення Vx(t), Vy(t), Vz(t) швидкості літального апарата на осі систем координат ЛXYZ, поточні значення проекцій Ux(t), U y(t), Uz(t) швидкості вітру на осі системи координат ЛXYZ, поточні значення XTР(t), YT Р(t), ZTР(t) необхідних координат літального апарата щодо цілі в момент скидання бомби (десантуємого об'єкта) у системі координат ЛХУ, що використовують для обчислення значень ДTР і FTР, поточні значення координат летального апарата щодо цілі в системі координат ЛXYZ, і поточні значення Д дальності між літальним апаратом і ціллю і F бортового кута цілі, попередньо в обчислювач літального апарата у відомі залежності штильного відносу Ао і часу Т падіння бомби або десантуємого об'єкта вводять номер Ni групового балістичного закону лобового опору, температуру tН.B. зовнішнього повітря, а як характеристичний параметр f(q) бомби або десантуємого об'єкта замість характеристичного часу q уводять характеристичну швидкість V0 і представляють штильний віднос Ао і час Т падіння бомби або десантуємого об'єкта у виді залежностей А0(Н, V, Vq , Ni, tH. B, l) та Т(Н, V, Vq, Ni, tH.B ., l) для звичайних бомб або десантуємих об'єктів і А0(Н, V, Vq1 Vq 2, t 1, Ni, tH.B. , l) та T(H, V, Vq, Vq2 , t,, Ni, tH.B., l) для гальмових бомб або десантуємих об'єктів, де - Vq 1, Vq 2 - характеристичні швидкості суміжних ділянок траєкторії гальмової бомби або десантуємого об'єкта, t1 - час від скидання бомби або десантуємого об'єкта до спрацьовування гальмового пристрою, попередньо в обчислювач літального апарата вводять каталог можливих для застосування на даному літальному апараті бомб і десантуємих об'єктів з відповідними балістичними характеристиками, по введених кодах витягають з каталогу відповідні їм характеристичні швидкості 8 Vq , номер групового балістичного закону Ni, час ti спрацьовування гальмового пристрою і вводять у залежності штильного відносу Ао і часу Т падіння бомби або десантуємого об'єкта, вимірюють температуру tHB(H) зовнішнього повітря і вводять поточні значення її в обчислювач літального апарата, аналізують вірогідність інформації від бортових датчиків і систем і забезпечують вибір достовірних параметрів з попередньо встановленим пріоритетом, розраховують знос DДК бомби або десантуємого об'єкта від кориолисова прискорення і вводять його для корекції розрахованого необхідного значення Дтр дальності між літальним апаратом і ціллю у момент скидання бомби або десантуємого об'єкта. Крім того, попередньо під час польоту літального апарата при оперативному виявлені цілі накладають прицільну марку на ціль, натискають кнопку прив'язки і фіксують на момент tn прив'язки бокову і подовжню складові кута візування, а також кути атаки a(tn), ковзання b ск (tn)5 курсу k(tn), тангажа u(tn), крену g(tn) і географічну широту ГШл(tП), географічну довготу ГДл(tn) і висоту Нл(tn) літального апарата, обчислюють координати Xц (tn), Yц (tn), Zц (t n) цілі щодо системи координат ЛXYZ летального апарата й обчислюють географічну широту ГШЦ, географічну довготу ГДЦ і висоту Нц по географічних координатах ГШЦ(tn), ГДЦ(tn), Hu(tn) літального апарата на момент прив'язки і відносних координат Xц (tn), Yц (t n), Zц (tn) цілі щодо летального апарата, вводять отримані географічні координати оперативно виявленої цілі в пам'ять обчислювача летального апарата і витягають їх для обчислення прицільних даних у випадку прийняття рішення про атаку на дану оперативно виявлену ціль. Задача, яка поставлена для створення пристрою прицілювання при бомбометанні - оптикоелектронного комплексу, що включає візирний пристрій з формувачем і побудовником прицільної марки, систему бортових датчиків, супутникову навігаційну систему, обчислювальне пристрій, блок підсилювачів і комутації, перший вихід якого з'єднаний із входом візирного пристрою, другий вихід - з формувачем і побудовником прицільної марки, вихід якого з'єднаний з першим входом блоку підсилювачів і комутації, другий вхід якого з'єднаний з першим виходом обчислювального пристрою, а третій вихід - з першим входом обчислювального пристрою, другий і третій входи якого з'єднані, відповідно, з виходом системи бортових датчиків і виходом супутникової навігаційної системи, досягається тим, що в нього додатково введені пристрій завдання кодів застосовуваного озброєння, модуль повітряних параметрів, аналізатор вірогідності інформації, вхід і виходи якого з'єднані, відповідно, із другим виходом і четвертим входом обчислювального пристрою, а п'ятий і шостий входи обчислювального пристрою з'єднані, відповідно, з виходом пристрою завдання кодів і виходом модуля повітряних параметрів. Суть прикладеного способу може бути пояснена наступними міркуваннями. 9 79823 Система сил, що діють на бомбу, скинуту з літального апарата на висоті Н, без обліку впливу вітру (штильна балістика) і кориолисова прискорення показана на Фіг.1, де G = m .g - сила гравітації, прикладена в центрі мас бомби; F= -Cx.p. V2.S.(2)-1 - сила лобового опору, прикладена в центрі тиску; m - маса бомби; g - прискорення вільного падіння; Сх - коефіцієнт лобового опору; р - щільність повітря; V - швидкість бомби щодо цілі; S - площа миделевого перетину бомби; О - прекція точки Л відділення бомби від літального апарату-носія на земну поверхню; Oxg - подовжня вісь горизонтированной системи координат; l - к ут на хилу траєкторії руху бомби; OYg - вертикальна вісь горизонтированной системи координат; Xg, Yg - поточні координати центра мас бомби в обраній системі координат OXgYg. Диференціальне рівняння рух бомби у векторній формі можна представити в наступному виді . V =f +g, де f = F/m - прискорення (гальмування) від сили лобового опору F. Систему диференціальних рівнянь руху бомби зручніше представити в проекціях на вісі горизонтованої системи координат OXg Yg . 2 2 & Vxg = -Cx × S × r × Vx × Vx + Vy × (2 × m )-1 2 2 & Vxg = -Cx × S × r × Vy × Vx + Vy × (2 × m )-1 & Xg = Vxg & Yg = Vyg (1) с початковими умовами інтегрування Vx(0) = V1.cosl0; Vx(0) = V1.sinl0; Ху(0) = 0; Yy(0)= HГО де V1 - швидкість носія в момент відділення бомби; НГО - висота носія в момент відділення бомби. Нелінійна система диференціальних рівнянь (1) є вихідною для реалізації в балістичному обчислювачі прицільно-навігаційного комплексу. З огляду на залежність щільності повітря як від висоти, так і температури і представляючи коефіцієнт лобового опору через еталонне значення його для стандартної атмосфери на рівні моря, систему диференціальних рівнянь (1) можна представити у виді 10 ü ï ï 2 2 & ï Vxg = k(H) × g × V - 2 × Cэ (М) × Vy × Vx + Vy - gï (2) 0 ý ï & =V Xg xg ï ï & =V Yg yg ï þ де k(H) = pca × p- 1 - відношення щільності повітNO ря стандартної атмосфери на висоті Н к щільності повітря стандартної атмосфери на рівні моря; V0 - характеристична швидкість бомби, що визначає рівність сили гальмування, що діє на бомбу, сил і ваги; 2 2 & Vxg = k(H) × g × V0 2 × Cэ (М) × Vx × Vx + Vy V0 = 2 × g × m × (Sr0 × Cx (M = 0,4))-1 ; Сx0э(М) = С x0 . (Сх0(М = 0,4))-1 - еталонний (груповий) нормований коефіцієнт лобового опору, дорівнює відношенню коефіцієнта лобового опору до коефіцієнта лобового опору при числі Маху, рівним 0,4; 2 2 M = Vx + Vy × a- 1 - число Маху, рівне відношенню швидкості бомби до швидкості звуку. Приведена вище система диференціальних рівнянь (2) у явному виді рішення не має. Рішення може бути знайдено чисельними методами інтегрування диференціальних рівнянь. У результаті рішення даної системи рівнянь визначається час падіння бомби Т, при якому Yg(T) = 0, і величина штильного відносу А0 в момент часу Т, Xg(T) = A0. Після находження часу Т падіння бомби і штильного відносу А0 виробляється облік зносу бомби за рахунок впливу вітр у і уводиться виправлення на вплив сил кориолиса. На Фіг.2 представлена блок-схема пропонованого пристрою, що реалізує запропонований спосіб, де для рішення поставленої задачі у відомий пристрій прицільно-навігаційного комплексу, що складається з візирного пристрою 1 з формувачем і побудовником прицільної марки 2, системи бортових датчиків 3, супутникової навігаційної системи 4, обчислювального пристрою 5, блоку підсилювачів і комутації 6, перший вихід якого з'єднаний із входом візирного пристрою 1, другий ви хід - із входом формувача і побудовника прицільної марки 2, вихід якого з'єднаний з першим входом блоку підсилювачів і комутації 6, др угий вхід якого з'єднаний з першим выходом обчислювального пристрою 5, другий і третій входи якого з'єднані, відповідно, з виходом системи бортових датчиків 3 і виходом супутникової навігаційної системи 4, додатково введений: пристрій 7 завдання кодів застосовуваного озброєння, модуль повітряних параметрів 8, аналізатор вірогідності інформації 9, вхід і вихід якого з'єднані, відповідно з другим виходом і четвертим входом обчислювального пристрою 5, а п'ятий і шостий входи обчислювального пристрою 5 з'єднані, відповідно, з виходом пристрою завдання кодів 7 і виходом модуля повітряних параметрів. 11 79823 Таким чином, мета, яка поставлена, досягається за рахунок введення блоків 7, 8, 9, що дозволяють підвищити точність рішення прицільних задач. Пристрій працює в такий спосіб. Інформація від бортових датчиків 3, блоку повітряних параметрів 8 і супутникової навігаційної системи 4 надходить в обчислювальний пристрій 5. Сюди ж надходить інформація від пристрою завдання кодів 7 застосовуваного озброєння. Інформація про просторове положення літального апарата, його орієнтації, швидкості, висоті, параметрах повітряного середовища і поточних географічних координат літального апарата надходить в аналізатор вірогідності інформації, де виробляється оцінка її вірогідності і видача достовірних параметрів в обчислювальний пристрій для обчислення прицільних параметрів з визначеним пріоритетом. По різниці поточних географічних координат літального апарата і координат цілі визначається поточна дальність до цілі. Чисельним інтегруванням визначаються час Т падіння бомби і штильний віднос A0, складови шляхової швидкості, кут на хилу траєкторії l складови повітряної швидкості і вітру. Визначається вплив кориолисова прискорення на віднос бомби і вводять його для корекції розра Комп’ютерна в ерстка В. Клюкін 12 хованої дальності до цілі. З урахуванням вітру визначають реальний віднос бомби. Обчислюють різницеві значення між поточними значеннями складових дальності до цілі і розрахункових значень у момент скидання і виводять значення бічної помилки і помилки по дальності на формувач і побудовник прицільної марки візирного пристрою, де вони формуються в полі зору льотчика. Льотчик еволюцією літака прагне звести значення бічної помилки dFТр до нуля і при досягненні рівності dД = Дтр - Дпот нулеві, тобто коли поточна дальність до цілі зрівняється з відносом, виробляється скидання бомби або десантуємого вантажу автоматично. Пристрій завдання кодів застосовуваного озброєння може бути реалізовано, наприклад, на базі операційних підсилювачів і резістивних матриць. Аналізатор вірогідності інформації може бути реалізований, наприклад, на базі сигнального процесора фірми Analog Devices ADSP2185. Модуль повітряних параметрів може бути виконаний, наприклад, на базі модульних датчиків статичного і динамічного тиску, елементів цифрової те хніки, наприклад, аналого-цифрових перетворювачів AD7890, фірми Analog Devices, контролерів ATmega 16 фірми ATMEL. Підписне Тираж 26 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601