САМОНАВОДЯЩАЯСЯ АВИАЦИОННАЯ БОМБА, СТАБИЛИЗИРОВАННАЯ ПО КРЕНУ Российский патент 2005 года по МПК F42B25/00 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки с самолета-носителя на землю боевой нагрузки для разрушения каких-либо преград и заторов в экстремальных ситуациях, для предотвращения селей, а также для уничтожения при проведении боевых действий военно-промышленных объектов и сооружений, самолетов на открытых стоянках и в обвалованиях, транспортных и военных кораблей, сооружений военно-морских баз, пунктов управления и т.д.

Известны авиационные бомбы с лазерной головкой самонаведения, содержащие последовательно соединенные флюгерный насадок с приемником отраженного лазерного излучения и головной отсек с электронным блоком лазерного координатора и электронно-вычислительным устройством лазерной головки самонаведения, отсек боевой нагрузки с расположенным в его донной части взрывателем, а также хвостовой отсек, на котором Х-образно укреплены четыре стабилизатора с четырьмя аэродинамическими рулями.

Наиболее широко распространены за рубежом авиационные бомбы с лазерной головкой самонаведения типа PAVEWAY 1, PAVEWAY 2 разработки США (см. JANE'S WEAPON SYSTEMS, 1987-88 г. PARIS, стр.170, 171, стр.782, 783 соответственно). В серию лазерных авиабомб PAVEWAY 1 входят авиабомбы GBU 10 А/В, GBU 11 А/В, GBU 12 А/В. В серию лазерных авиабомб PAVEWAY 2 входят авиабомбы GBU 10 Е/В, GBU 10 F/B, GBU 12 D/B, GBU 12 E/B, GBU 16 В/В, GBU 12 С/В.

Указанные авиабомбы отличаются своим калибром, типом боевой нагрузки, наличием (или отсутствием) выдвижных стабилизирующих перьев.

Калибр авиабомбы определяется ее диаметром. Авиабомба GBU 10 Е/В содержит последовательно соединенные флюгерный насадок с приемником отраженного лазерного излучения и головной отсек с электронным блоком лазерного координатора, отсек с вычислительным устройством лазерного координатора, отсек системы управления с четырьмя установленными по X-образной схеме аэродинамическими рулями, отсек боевой нагрузки с взрывателем, хвостовой отсек с четырьмя установленными по Х-образной схеме стабилизаторами с стабилизирующими перьями.

Авиационная бомба GBU 10 Е/В обеспечивает точность попадания Е_кво=6... 7 м, но имеет ряд недостатков, снижающих ее эффективность и ограничивающих зону ее сброса и условия применения.

Авиационная бомба GBU 10 Е/В сбрасывается с самолета-носителя на цель из узкой, ограниченной области, начальные условия которой по дальности относа бомбы, скорости и углу планирования соответствуют попаданию бомбы в цель при практически баллистическом полете.

Это объясняется тем, что GBU 10 Е/В, выполнена с использованием боевых частей от уже имеющихся в арсеналах в большом количестве неуправляемых фугасных бомб. Масса GBU 10 Е/В, ее длина, диаметр, положение центра масс не оптимизировались исходя из условий обеспечения высокой маневренности авиационной бомбы.

Одним из существенных недостатков авиационных бомб, оснащенных флюгерной лазерной головкой самонаведения (ГСН), является заметное снижение точности наведения на цель в условиях ветра при скоростях ветра больше 10-15 м/с в силу специфических особенностей флюгерной лазерной ГСН, а также невозможности реализации при данной ГСН оптимального закона наведения авиационной бомбы, обеспечивающего высокую точность и эффективность поражения заданных целей. Лазерные ГСН не обеспечивают всепогодность боевого применения изделия.

Известна авиационная бомба, стабилизированная по крену, содержащая последовательно соединенные головной отсек с телевизионным координатором цели, блоком корреляционной обработки информации и установленными Х-образно на отсеке четырьмя дестабилизаторами, дополнительный тонкостенный переходный отсек с блоком бортовой автоматики, отсек боевой нагрузки с взрывателем, хвостовой отсек с блоком системы управления, турбогенераторным источником энергии и четырьмя Х-образно закрепленными на нем стабилизаторами с аэродинамическими рулями. В донную часть бомбы симметрично между боковыми стабилизаторами выведены выхлопные патрубки турбогенератора (патент РФ №2014559, заявка №92001864/23 от 22.10.92 г., Бюл. №11 от 15.06.94).

Учитывая общность ряда конструктивно-аэродинамических решений бомбы, реализованной по патенту РФ №2014559, и предлагаемой авиабомбы в изобретении, данная бомба выбрана в качестве прототипа.

Таким образом, в предлагаемой авиационной бомбе, стабилизированной по крену, в отличие от бомбы-прототипа, вместо телевизионной ГСН устанавливаются аппаратура глобальной спутниковой навигации и аппаратура дифференциальных поправок, размещена боевая нагрузка большой мощности, выполнен новый переходный отсек, сопрягающий носовую часть авиабомбы и отсек боевой нагрузки.

На фиг.1, 2 изображен общий вид авиационной бомбы-прототипа.

На фиг.3, 4 представлен общий вид предлагаемой самонаводящейся авиационной бомбы, стабилизированной по крену, с аппаратурой глобальной спутниковой навигации.

Авиационная бомба-прототип, стабилизированная по крену, выполненная согласно патента РФ №2014559, содержит (см. фиг.1, 2) последовательно соединенные головной отсек 1 с телевизионным координатором, блоком обработки корреляционной информации и установленными Х-образно на отсеке четырьмя дестабилизаторами 2, дополнительный тонкостенный переходный отсек 3 с самоцентрирующимся замковым механизмом 4 и разъемным кожухом 5, отсек боевой нагрузки 6 с взрывателем 7, хвостовой отсек 8 с блоком системы управления, турбогенераторным источником энергии и четырьмя Х-образно закрепленными на нем стабилизаторами 9 с аэродинамическими рулями 10. Между боковыми стабилизаторами на днище бомбы симметрично выведены патрубки турбогенератора 11 (фиг.2).

При этом между головным отсеком и отсеком боевой нагрузки установлен дополнительно тонкостенный переходный отсек с блоком бортовой автоматики, размещенном в объеме вокруг усиленного толстостенного обтекателя носовой части боевой нагрузки, самоцентрирующийся замковый механизм и разъемный кожух, при этом дополнительный отсек герметично донной частью насажен на оживальную часть обтекателя боевой нагрузки и закреплен самоцентрирующимся замковым механизмом, закрытым разъемным кожухом, обтекатель головного отсека в передней части выполнен оптически прозрачным в форме полусферической оболочки с диаметром, равным 0,85... 0,87 калибра бомбы, и плавно сопряжен с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя в плоскости, отстоящей от передней оконечности бомбы на расстоянии 0,21... 0,22 калибра, а на задней части головного отсека на расстоянии 1,55... 1,65 калибра от передней оконечности блока установлены по Х-образной схеме четыре дестабилизатора в створе со стабилизаторами, закрепленными на хвостовом отсеке, выполненном в виде цилиндра диаметром 0,85... 0,93 калибра бомбы, в донную часть которой выведены выхлопные патрубки турбогенератора, размещенные симметрично между боковыми стабилизаторами, а ось вращения аэродинамических рулей расположена на расстоянии 0,09... 0,11 калибра бомбы от передней кромки руля, длина дополнительного переходного отсека составляет 1,45... 1,55 калибра бомбы, длина головного отсека 2,15... 2,25 калибра, длина отсека боевой нагрузки 3,45... 3,55 калибра с длиной носовой оживальной части 1,35... 1,45 калибра, длина хвостового отсека 1,95... 2,05 калибра, а толщина корпуса боевой нагрузки в его носовой части равна 0,65... 0,75 калибра, длина корневой хорды каждого дестабилизатора составляет 0,4... 0,6 калибра бомбы, высота 0,27... 0,29 калибра, длина их концевой хорды равна 0,33... 0,35 калибра, угол стреловидности их равен 27... 33° , а длина корневой хорды стабилизаторов составляет 1,4... 1,5 калибра, высота 0,6... 0,65 калибра, длина концевой хорды 0,8... 0,9 калибра и угол стреловидности стабилизаторов 40... 50°, хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей составляет 0,32... 0,36 калибра, высота 0,6... 0,65 калибра бомбы, центр масс авиабомбы находится на расстоянии 4,7... 4,8 калибра бомбы от ее передней оконечности.

Конструктивно-аэродинамическая оптимизация бомбы-прототипа реализует близкую к нейтральной устойчивость бомбы, что позволяет даже газовому рулевому приводу малой мощности создавать значительные динамические перегрузки у бомбы, что обеспечивает ее маневренность и, как следствие этого, широкую зону сброса с самолета-носителя.

Результаты летных испытаний, проведенных в различных погодных условиях при внешней освещенности ≥ 50 лк, в широком спектре начальных условий по высоте, скорости и углу бросания показали, что авиационная бомба-прототип обеспечивает точность наведения Е_кво≤_{4 м.}

Масса боевой нагрузки бомбы-прототипа равна 380 кг.

Масса боевой нагрузки корректируемых авиационных бомб (КАБ) с телевизионными и лазерными ГСН, выполненными в соответствии с патентами РФ №2156954, №2044255, равна 1100 кг (ФГУП “ГНПП “Регион”, КАБ-500КР, КАБ-1500КР, КАБ-1500Л, проспекты фирмы).

Возникла практическая необходимость реализации боевой нагрузки промежуточной массы.

Это реализовано с помощью существенной конструктивной оптимизации предлагаемой в изобретении авиационной бомбы.

Кроме того, телевизионная ГСН с корреляционным алгоритмом обработки сигнала, входящая в состав авиационной бомбы-прототипа, обладает достаточно большой стоимостью и не обеспечивает круглосуточность и всепогодность боевого применения.

Целью изобретения является реализация круглосуточного и всепогодного применения авиационной бомбы при выполнении принципа “сбросил-забыл”.

Поставленная задача достигается тем, что телевизионная гиростабилизированная ГСН в авиационной бомбе-прототипе заменяется аппаратурой глобальной спутниковой навигации (АСН). При этом на предлагаемую самонаводящуюся авиационную бомбу, стабилизированную по крену, устанавливаются две антенны глобальной спутниковой связи и одна для приема информации от наземной станции дифференциальных поправок, а также аппаратура глобальной спутниковой и инерциальной навигации (см. фиг.3, 4).

Спутниковая радионавигационная система в настоящее время стала одним из основных средств обеспечения круглосуточной и всепогодной навигации наземных, морских и воздушных объектов.

Глобальная спутниковая система местоопределения полностью соответствует обычным геодезическим методам определения положения по геодезическим знакам на местности. В геодезии, если есть два геодезических знака, положение которых на плоскости земли точно закоординировано, и если расстояние до этих знаков от того места, координаты которого необходимо найти, определены, то можно составить два уравнения для дальностей, в которых есть два неизвестных: координаты местоположения. Решая эти уравнения, потребитель найдет свое положение на плоскости. Если требуется найти и высоту местоопределения, то необходим еще один ориентир, координаты X, У, Z которого и дальность от точки местоположения известны. Для трех дальностей составляется уравнение, и, зная координаты трех опорных ориентиров, потребитель находит свое положение в трехмерном пространстве.

В глобальной спутниковой радионавигационной системе вместо геодезических знаков используется система спутников, текущее положение которых в пространстве в каждый момент времени известно с высокой точностью.

Спутники как бы представляют собой систему подвижных геодезических знаков. Координаты этих подвижных геодезических знаков определять потребителю не нужно.

Каждый спутник системы сам в своем радиосигнале сообщает информацию. В глобальной спутниковой системе содержится 24 спутника, находящихся на круговых орбитах высотой ~20000 км.

Положение этих спутников на орбитах так распределено, что в любой точке Земли в любое время одновременно наблюдаются от 6 до 12 спутников, считая спутники отечественной глобальной навигационной спутниковой системы (“ГЛОНАСС”) и спутники глобальной системы местоопределения США (“НАВСТАР”).

Эти спутники образуют сплошное радионавигационное поле для потребителей, даже находящихся в космосе на орбитах высотой до 2000 км.

Каждому спутнику навигационной системы присваивается наземным управляющим комплексом свой индивидуальный код.

Дальность до движущихся геодезических знаков (спутников) потребитель определяет путем сравнения запаздывания кода спутника по отношению к такому же коду, генерируемому в аппаратуре потребителя. Это временное запаздывание, умноженное на скорость распространения радиосигнала (скорость света), и определяет дальность до движущегося геодезического знака (спутника).

Для вычисления трех координат (положение в плане и высоты) потребителю необходимы три независимых уравнения, т.е. нужно определить три дальности по трем опорным знакам, которыми являются навигационные спутники системы.

В подобной дальномерной системе местоопределения расхождение шкал системного времени орбитальной группировки спутников и шкалы времени потребителя Δ t образует погрешность в определении дальностей до спутников, равную cΔ t,

где с - скорость света.

Величину Δ t можно считать четвертой неизвестной, которая определяется, если добавить в систему из трех уравнений четвертое уравнение дальности до четвертого спутника.

Поэтому приемники современной аппаратуры спутниковой радионавигации принимают и обрабатывают сигналы от 6 до 14 спутников.

Выбор потребителем 4 спутников для решения навигационной задачи из числа спутников, находящихся в зоне радиовидимости, осуществляется из условия получения наибольшей точности местоопределения.

Точность системного времени орбитальной группировки спутников поддерживается квантовым водородным стандартом частоты со стабильностью 10^-14...^{10-15, находящимся в Центральном синхронизаторе пункта управления системой. На навигационных спутниках шкала времени стабилизируется рубидиевыми и цезиевыми атомными стандартами частоты со стабильностью 10-12...10-13. В состав аппаратуры потребителя входит кварцевый генератор со стабильностью 10-11. Командно-измерительный комплекс определяет орбиты навигационных спутников, осуществляет предсказание орбиты на период 12 часов с дискретностью 2 мин, вычисляет положение всех спутников системы на две недели вперед (альманах системы), вычисляет расхождение бортовых шкал времени каждого спутника относительно системного времени и закладывает всю эту информацию в память спутников. Свою временную поправку относительно системного времени каждый навигационный спутник транслирует потребителю в своем радиосигнале. Одновременно спутники сообщают потребителю альманах орбитальной группировки (расположение всех 24 спутников системы), что существенно сокращает время поиска остальных 3 спутников, после захвата первого спутника системы.}

Современная многоканальная (не менее шести каналов) аппаратура спутниковой навигации может обеспечить оперативную навигацию подвижных объектов с максимальными погрешностями определения координат: 60 м в плане и 100 м по высоте в период максимальной солнечной активности и 30 м в плане и 50 м по высоте в период минимальной солнечной активности.

Информация о скорости объекта извлекается аппаратурой спутниковой навигации на основе определения доплеровского сдвига частот.

Точность определения скорости движения объектов по уровню 3σ составляет 5... 15 см/сек.

Точность определения времени по уровню 3σ ~0,1 мксек.

Системы наведения с аппаратурой спутниковой навигации специальных объектов для повышения точности попадания в цель используют, так называемый, дифференциальный режим работы.

Для этого создается опорная широкозонная наземная станция с точно известными (ошибка по уровню 3σ составляет 0,5 м) геодезическими координатами. Свои координаты опорная станция определяет также с помощью аппаратуры глобальной спутниковой навигации. Так как систематические погрешности местоопределения мало меняются во времени и в пространстве, опорная станция вычисляет разность между своими фактическими координатами, определенными геодезически, и полученными с помощью штатной аппаратуры глобальной спутниковой системы местоопределения.

Эта разность и есть дифференциальная поправка, которая автоматически передается потребителям в районе опорной станции. Для этого аппаратура потребителя в свой состав должна включать приемник дифпоправок.

Зона действия опорной станции дифпоправок достаточно велика и может составлять 200... 1000 км.

Максимальная ошибка определения координат потребителя при этом не хуже 3... 5 м.

Предлагаемая в изобретении самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену с аппаратурой спутниковой и инерциальной навигации, содержит (см. фиг.3, 4) последовательно соединенные головной отсек (12), выполненный в виде конуса высотой, равной 0,9 калибра авиабомбы, и диаметром основания, равным 0,65 калибра авиабомбы, с блоком чувствительных элементов (двумя свободными гироскопами, каналы У и Z, и тремя акселерометрами, каналы X, У, Z), носовой стыковочный отсек (13), выполненный в виде усеченного конуса с диаметром основания 0,65 и 0,85 калибра авиабомбы и высотой, равной 0,5 калибра авиабомбы, с блоком приемовычислительного устройства, блоком дифференциальных поправок, с четырьмя дестабилизаторами (2), расположенными по Х-образной схеме и имеющими жесткие размеры (они не раскрываются и не имеют выдвижных перьев), длина нижней кромки дестабилизатора 0,5 калибра авиабомбы, длина верхней кромки дестабилизатора составляет 0,385 калибра авиабомбы, угол стреловидности дестабилизатора составляет 33°; переходный отсек (14) с блоком траекторного управления наведением, двумя антеннами глобальной спутниковой радионавигаци (15), приемной антенной дифференциальных поправок (16), выполненной в виде тонкостенного цилиндра с диаметром, равным калибру авиабомбы, и длиной 1,123 калибра авиабомбы, сопряженный с усеченным конусом, высота которого составляет 0,413 калибра авиабомбы, а диаметр сопряжения с носовым стыковочным отсеком (13) составляет 0,85 калибра авиабомбы, с двумя антеннами глобальной спутниковой навигации (15), выполненными в виде прямоугольных пластин с длиной 0,3 и шириной 0,2 калибра авиабомбы и расположенными симметрично по бокам авиабомбы на расстоянии, равным 1,9 калибра авиабомбы от головной оконечности авиабомбы, и одной антенной дифференциальных поправок (16) длиной 0,76 калибра авиабомбы и высотой 0,325 калибра авиабомбы, расположенной снизу в плоскости симметрии авиабомбы на расстоянии 2,175 калибра авиабомбы от ее головной оконечности.

Переходный отсек (14) сопряжен с отсеком боевой нагрузки (17). Отсек боевой нагрузки представляет собой цилиндр длиной 3,57 калибра авиабомбы и являющийся конструктивной частью авиабомбы.

Передняя оконечность отсека боевой нагрузки представляет собой оживальную часть, входящую на длине, равной 1,123 калибра, в переходной отсек авиабомбы. Задняя оконечность отсека боевой нагрузки представляет собой усеченный конус высотой 0,773 калибра авиабомбы с диаметром основания, сопряженного с хвостовым отсеком авиабомбы, равным 0,85-0,93 ее калибра.

Взрыватель (7) обеспечивает срабатывание боевой нагрузки при встрече с преградой.

Центр масс предлагаемой авиационной бомбы расположен на расстоянии 3,463 калибра авиабомбы от ее носовой оконечности.

Корпус отсека боевой нагрузки (17) как силовое звено авиабомбы объединяет головной и хвостовой отсеки авиабомбы.

Хвостовой отсек авиабомбы (8) полностью соответствует хвостовому отсеку авиационной бомбы-прототипа, что существенно уменьшает стоимость разработки рабочей конструкторской документации и внедрения авиабомбы в эксплуатацию. Длина хвостового отсека составляет от 1,95 до 2,05 калибра авиабомбы.

В хвостовом отсеке (8) размещается аппаратура системы управления, система электропитания авиабомбы (турбогенераторный источник питания, ТГИП) и четыре газовые рулевые машинки.

Хвостовой отсек (8) выполнен в виде цилиндра диаметром от 0,85 до 0,93 калибра авиабомбы. Ось вращения аэродинамических рулей (10) расположена на расстоянии от 0,09 до 0,11 калибра авиабомбы от передней кромки руля. Хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей (10) составляет от 0,32 до 0,36 калибра авиабомбы, высота от 0,6 до 0,65 калибра авиабомбы.

На хвостовом отсеке по Х-образной схеме установлены четыре стабилизатора (9), длина корневой хорды которых составляет от 1,4 до 1,5 калибра, высота от 0,6 до 0,65 калибра, длина концевой хорды от 0,8 до 0,9 калибра, а угол стреловидности стабилизаторов равен от 40 до 50°.

Конструкция корпуса хвостового отсека (8) представляет собой тонкостенный цилиндр, выполненный из алюминиевого сплава. В передней части этого цилиндра имеется фланец, являющийся стыковочным элементом отсека с отсеком боевой нагрузки (17).

Хвостовой отсек авиабомбы (8) имеет люки, обеспечивающие доступ для установки взрывателя, регулировки блока управления, подстыковки контрольного разъема при наземных проверках авиабомбы.

Предлагаемая самонаводящаяся авиационная бомба работает следующим образом.

Авиабомба предназначена для поражения наземных неподвижных целей, координаты которых заранее известны. Эти координаты вводятся в прицельно-навигационный комплекс самолета-носителя. Координаты цели могут вводиться в вычислитель бомбы на земле до взлета самолета-носителя, а также могут оперативно быть определены с помощью локатора самолета-носителя.

Атака цели может осуществляться круглосуточно и при любой погоде. После подачи на авиационную бомбу электропитания от самолета-носителя в аппаратуру авиабомбы блок управления наведением, находящимся в переходном отсеке (14), вводится информация о координатах цели. В процессе совместного полета с самолетом-носителем практически вплоть до сброса на борт авиабомбы в приемовычислительное устройство, расположенное в носовом стыковочном отсеке (13), выдается информация от антенн самолетной глобальной спутниковой навигации. При этом начало выдачи информации должно осуществляться за 2... 2,5 мин до сброса.

В совместном полете на борт авиабомбы в приемник дифференциальных поправок, расположенный в носовом стыковочном отсеке (13), выдается также информация о дифференциальных поправках, с помощью которых компенсируются систематические ошибки глобальной спутниковой навигации. Дифпоправки принимаются также аппаратурой авиабомбы с помощью антенны дифпоправок (16).

После приема СВЧ-сигнала блок приемовычислительного устройства, расположенный в отсеке (13), переходит в режим решения навигационной задачи.

Самолетный приемно-навигационный комплекс (ПРНК) в зависимости от условий полета вычисляет зону возможных сбросов. За 2... 3 мин до сброса ПРНК самолета-носителя выдает команду на раскрутку всех гиросистем авиабомбы. За 2... 3 сек до сброса от ПРНК самолета-носителя выдается команда на запуск турбогенератора бомбы, расположенного в хвостовом отсеке (8).

При входе самолета-носителя в зону сброса штурман производит сброс авиабомбы.

Перед отделением бомбы от самолета-носителя происходит переход электропитания всех систем бомбы от турбогенератора, находящегося в хвостовом отсеке (8).

Для отработки стартовых возмущений сразу же после отделения система управления, расположенная в хвостовом отсеке (8), формирует команду, в соответствии с которой через 0,1 с включаются контуры стабилизации и осуществляется угловая стабилизация авиабомбы по каналам крена, курса и тангажа.

Через 3 сек после сброса и получения первой информации от АСН начинается наведение авиабомбы на цель.

Антенны глобальной спутниковой связи (15) и антенна дифпоправок (16) на протяжении всего полета принимают информационные сигналы от спутников орбитальной группировки и от наземной станции дифпоправок.

Приемовычислительное устройство, расположенное в носовом стыковочном отсеке (13), в режиме реального времени может одновременно обрабатывать сигналы от 6... 12 спутников. Информация о навигационных координатах авиабомбы передается в блок траекторного управления, расположенный в переходном отсеке (14).

Приемовычислительное устройство определяет также составляющие вектора путевой скорости авиабомбы и текущее время независимо от ориентации авиабомбы в пространстве.

Блок траекторного управления реализует закон наведения, который оптимизирован таким образом, чтобы заключительный участок траектории был близок к вертикали. Это существенно повышает эффективность боевой нагрузки (17) и уменьшает промах авиабомбы, так как вертикальная координата изделий в глобальной спутниковой навигации определяется с наименьшей точностью.

При пропадании информации от АСН блок управления наведением реализует закон наведения на основе информации, полученной от собственных чувствительных элементов (датчиков), расположенных в головном отсеке (12). При этом используются два свободных гироскопа (каналы У и Z) и три акселерометра (каналы X, У, Z).

В процессе полета авиабомба с помощью антенны дифференциальных поправок (16) принимает сигналы от наземной станции дифпоправок, обрабатывает принятую информацию в блоке дифпоправок в носовом стыковочном отсеке (13). Дифпоправки по собственным координатам учитываются в приемовычислительном устройстве при решении навигационной задачи.

Частота обновления информации о положении центра масс авиабомбы в пространстве составляет 10 Гц.

В том случае, если из-за траекторных эволюций авиабомбы потеряно слежение за выбранным для навигации созвездием спутников, восстановление информации осуществляется за время не более 3 сек.

Источником электропитания авиабомбы при автономном полете является турбогенератор (ТГИП), находящийся в хвостовом отсеке (8), преобразующий энергию горячих газов, образующихся от сгорания пороховых шашек, в электрическую энергию. ТГИП также обеспечивает горячим газом четыре рулевые машинки газового привода авиационной бомбы, находящиеся в хвостовом отсеке (8).

Блок управления, расположенный в отсеке (14), формирует сигналы для каналов системы управления, которые, в свою очередь, управляют аэродинамическими рулями (10) авиабомбы, состоящими в хвостовом отсеке.

Высокая маневренность бомбы обеспечивается балансировочными углами атаки (скольжения), создаваемыми аэродинамическими рулями (10), при наличии малой статической устойчивости бомбы, реализуемой при конструктивно-аэродинамической оптимизации бомбы и выборе соответствующей центровки бомбы.

Близкая к нейтральной устойчивость авиабомбы обеспечивается выбором геометрических размеров и местом установки дестабилизаторов (2) и стабилизаторов (9).

Близкая к нейтральной устойчивость авиабомбы позволяет реализовать перегрузки при рулевых агрегатах малой мощности. Малые шарнирные моменты на аэродинамических рулях обеспечиваются их рациональном выбором.

Разработанные для авиабомбы законы управления выбраны так, чтобы обеспечить наиболее крутые траектории подхода авиабомбы к цели, что повышает эффективность боевой нагрузки авиабомбы и повышает точность, особенно при применении в горной местности.

При встрече авиабомбы с целью срабатывает взрыватель (7), через установленное в нем замедление происходит срабатывание боевой нагрузки (17).

Авиабомба применяется по целям, координаты которых заранее известны, и по целям, оперативно обнаруженным с помощью локатора самолета-носителя.

Высокая эффективность боевой нагрузки (17) обеспечивается ее большой массой, выбором оживальной части боевой нагрузки, толщиной корпуса боевой нагрузки и крутыми траекториями подхода к прочным препятствиям.

Центр масс авиабомбы расположен на расстоянии 3,463 калибра авиабомбы от ее носовой оконечности.

Предлагаемая авиационная бомба, стабилизированная по крену, обеспечивает круглосуточность, всепогодность боевого применения авиабомбы во всем диапазоне режимов применения, не ограничивает возможности самолетов-носителей и реализует принцип “сбросил-забыл”.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к самонаводящимся авиабомбам. Сущность изобретения заключается в том, что в авиационной бомбе в качестве системы самонаведения применяется аппаратура глобальной спутниковой навигации с приемником дифференциальных поправок. Конструктивно аэродинамическая компоновка авиабомбы выполнена так, что в ней реализуется малая статическая устойчивость, что позволяет маломощным рулевым машинкам газового привода с аэродинамическими рулями небольшой площади отклонять авиабомбу на значительные углы атаки и обеспечивать тем самым высокую маневренность авиабомбы. Система наведения авиабомбы формирует крутые попадающие траектории, что совместно с увеличенной массой боевой нагрузки, ее конструктивными параметрами позволяет реализовать высокую точность и результирующую эффективность авиабомбы. 4 ил.

Самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, содержащая последовательно соединенные головной отсек, носовой стыковочный отсек с четырьмя дестабилизаторами, расположенными по X-образной схеме, длина нижней кромки дестабилизаторов составляет 0,5 калибра авиабомбы, длина верхней кромки дестабилизаторов составляет 0,385 калибра, угол стреловидности составляет 33°, переходный отсек авиабомбы, отсек боевой нагрузки, содержащий взрыватель, укрепленный на заднем основании боевой нагрузки, хвостовой отсек, содержащий аппаратуру системы управления, турбогенераторный источник электропитания, четыре рулевые машинки газового привода, четыре стабилизатора, расположенные по Х-образной схеме, с четырьмя аэродинамическими рулями, причем хвостовой отсек выполнен в виде цилиндра диаметром 0,85-0,93 калибра авиабомбы и длиной 1,95-2,05 калибра авиабомбы, длина корневой хорды стабилизаторов составляет 1,4-1,5 калибра, высота 0,6-0,65 калибра, длина концевой хорды 0,8-0,9 калибра, а угол стреловидности стабилизаторов составляет 40-50°, хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей составляет 0,32-0,36 калибра авиабомбы, высота 0,6-0,65 калибра авиабомбы, отличающаяся тем, что головной отсек с блоком чувствительных элементов - двумя свободными гироскопами и тремя акселерометрами - выполнен в виде конуса, высота которого составляет 0,9 калибра авиабомбы и диаметром основания, равным 0,65 калибра авиабомбы, носовой стыковочный отсек с приемовычислительным блоком глобальной спутниковой навигации и блоком дифференциальных поправок выполнен в виде усеченного конуса с диаметрами оснований 0,65 и 0,85 калибра авиабомбы соответственно и высотой, равной 0,5 калибра авиабомбы, переходной отсек с блоком траекторного управления наведением, двумя антенами глобальной спутниковой радионавигации, приемной антеной дифференциальных поправок, выполненный в виде тонкостенного цилиндра с диаметром, равным калибру авиабомбы и длиной 1,123 калибра авиабомбы, сопряженный с усеченным конусом, высота которого составляет 0,413 калибра авиабомбы, а диаметр сопряжения с носовым стыковочным отсеком составляет 0,85 калибра авиабомбы, причем на переходном отсеке установлены две антенны глобальной спутниковой навигации, выполненные в виде прямоугольных пластин с длиной 0,3 и шириной 0,2 калибра авиабомбы и расположенные симметрично по бокам авиабомбы на расстоянии, равном 1,9 калибра авиабомбы от головной оконечности авиабомбы, и одной антенной дифференциальных поправок длиной 0,76 калибра авиабомбы и высотой 0,325 калибра авиабомбы, расположенной снизу авиабомбы в плоскости ее симметрии на расстоянии 2,175 калибра авиабомбы от ее носовой оконечности, а отсек боевой нагрузки представляет собой цилиндр с диаметром, равным калибру авиабомбы и длиной 3,57 калибра авиабомбы, сопряженный с усеченным конусом высотой 0,773 калибра авиабомбы с диаметром основания, сопряженного с хвостовым отсеком авиабомбы, равным 0,85-0,93 ее калибра.