Способ стрельбы боевой машины по воздушной цели и система для его реализации (варианты)

Способ стрельбы боевой машины по воздушной цели и система для его реализации (варианты)

Реферат

 

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.

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 и из соотношений ^* = ₀(D_у), ^* = _ц-Z, = ^*-sin, = ^*+sin, D_у = D_у(D,T_з,v₀,T_в,H), где ₀ - угол прицеливания, - угол крена, - полетное время снаряда на дальность, _ц - относительная угловая скорость движения цели в горизонтальной плоскости, D_У, D - соответственно упрежденная и текущая дальность до цели, z - поправка на деривацию, T_з,T_в,H - отклонения соответственно температуры заряда, температуры воздуха и давления от нормального, 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 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 (_max = 3-6 o/c) и ограничений по углу прокачки линии визирования в вертикальной плоскости (<30^).

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 _YD,_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 _г и _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, - угол места цели, _YD,_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 определяют как функцию D_стр = (D_стр), затем оценивают текущее (действительное) отклонение стволов ПУ от линии визирования ^д_г,^д_в, сравнивают его с требуемым отклонением _г,_в из соотношений _г = _г-^д_г, _в = _в+-^д_в и учитывают определенное таким обрезом рассогласование _г,_в при стрельбе.

Поставленная задача решается также тем, что дополнительно при определении угла прицеливания учитывают и угол места = (D_стр,). 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 _ZD,_YD с датчиков угловой скорости и дальности до цели D с дальномера, входящих в прицельно-навигационную систему БМ, и определяют текущие кинематические углы упреждения _г(t),_в(t) из соотношений по горизонтальному каналу по вертикальному каналу (_г)_n,(_г)_n-1 - кинематические углы упреждения по горизонтальному каналу соответственно в момент последнего и предпоследнего замера дальности, (_в)_n,(_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, _YD(t_n),_ZD(t_n) - угловая скорость линии визирования соответственно в горизонтальном и вертикальном каналах в момент последнего замера дальности, t_пол - полетное время снаряда, - 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 определяют как функцию дальности стрельбы D_стр и угла места = (D_стр,) 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 _г(t),_в(t) и . 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 _г,_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 _г,_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 _YD,_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, - угол места цели, _YD,_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 - с учетом дальности стрельбы D_стр (а, по возможности, и угла места ) = (D_стр,) 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 -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 _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 =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 = 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 в плоскости атаки представлен в виде где _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 _{угол упреждения можно записать Но цD = vцsinq = v^гц. Другими словами, по сравнению с ракурсным прицелом, где Vср принимается постоянной и соответствующей некоторой осредненной дальности стрельбы Dср, предлагаемая зависимость позволяет исключить важную составляющую систематической ошибки.}

На фиг.3 представлены зависимости углов упреждения соответственно в горизонтальном _г и вертикальном _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) _г|_D=500м = _г|_D=500м-_г|_D=1500м = 13 мрад, _г|_D=3000м = _г|_D=3000м-_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 .

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 =45^o.

Другими словами, вводится некоторый осредненный угол прицеливания, соответствующий D=1500м и =45^o. За счет этого возникает систематическая ошибка по дальности D^сист_Σ D = D^сист_Σ+_D, D^сист = (D-D_cp)|₌₀+D, где D - текущая дальность стрельбы, D_ср - осредненная дальность стрельбы (в 1ПЗ-10 D_ср=1500 м), D - погрешность в дальности стрельбы из-за осреднения угла места (в 1ПЗ-10 _cp = 45), D = D-D|_{=45 D} - случайная ошибка дальнометрирования, Диапазон изменения дальности стрельбы D=0-4 км, т.е. D^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 =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 _г,_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 _D угловых скоростей полетного времени угла места , точности синхронизации замеров дальности _t:_D = 5 м, = 2 мрад, _t = 10^-3c. На фиг. 5 приведены зависимости случайных ошибок определения кинематических углов упреждения _г,_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 _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 возрастает с W = 0,04 (ракурсный прицел) до W = 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 = 0,12 (прицел с ракурсными кольцами) и W = 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 _г,_в необходимо далее сравнивать с текущим положением стволов ^g, формируя управляющий сигнал по обоим каналам _г = _г-^д_г, _в = _в+-^д_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 _YD,_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, опреде