КРУГЛОСУТОЧНАЯ ВСЕПОГОДНАЯ ВЫСОКОТОЧНАЯ КОРРЕКТИРУЕМАЯ АВИАБОМБА, СТАБИЛИЗИРОВАННАЯ ПО КРЕНУ, С АВТОМАТОМ ГЛОБАЛЬНОЙ СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИИ Российский патент 2008 года по МПК F42B25/00 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для высокоточного эффективного бомбометания в любое время суток и при любой погоде с целью разрушения прочных военных преград и сооружений, железобетонных укрытий самолетов, ангаров, взлетно-посадочных полос.

Известны корректируемые авиабомбы, стабилизируемые по крену, с телевизионной головкой самонаведения (ТГСН) с последовательно соединенными отсеком носовой части с головкой самонаведения, отсеком полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, а также хвостовым отсеком с установленными на нем Х-образно четырьмя стабилизаторами и четырьмя аэродинамическими рулями (патент РФ №2014559, заявка 92001864/23 от 22.10.92 г., патент РФ №2044255, заявка 93003032 от 19.01.93 г.).

Известны зарубежные корректируемые авиабомбы, стабилизированные по крену, состоящие из последовательно соединенных отсеков: носовой части с телевизионной головкой самонаведения, отсека полезной нагрузки с механизмом задействования, хвостового приборного отсека с установленными на нем четырьмя стабилизаторами и рулями (В.Д.Дмитриев. Новые управляемые авиационные бомбы, "Зарубежное военное обозрение", №7, 1985 г., стр.40...45).

Известна корректируемая авиационная бомба, стабилизированная по крену, выполненная в соответствии с патентом РФ 2014559, заявка 92001864/23 от 22.10.92 г.

Данная корректируемая авиационная бомба содержит последовательно соединенные головную часть с телевизионной головкой самонаведения, включающей блок координатора цели и блок электронной обработки информации, базовую универсальную полезную нагрузку с механизмом задействования, хвостовой приборный отсек, с установленными на нем Х-образно четырьмя стабилизаторами и рулями.

Наиболее близким техническим решением является созданная в РФ корректируемая авиабомба, стабилизированная по крену, с телевизионной головкой самонаведения, выполненная в соответствии с патентом РФ 2147725 от 20.04.2000 г., заявка 99115116/02 от 14.07.1999 г., Бюл. №11.

Данная авиабомба выбрана в качестве прототипа.

Корректируемая авиационная бомба-прототип сбрасывается из широкой зоны начальных условий по дальности относа авиабомбы, боковому отклонению, углу планирования и скорости сброса.

Корректируемая авиационная бомба-прототип обладает, благодаря телевизионной ГСН с корреляционным принципом обработки информации, высокой точностью.

Широкая зона сброса авиабомбы обеспечивается благодаря ее высокому качеству.

Маневренность авиабомбы-прототипа обеспечивается за счет того, что на ней установлены четыре несущие аэродинамические поверхности, длина корневой хорды каждой из которых составляет 2,4...3,1 калибра, а размах несущей поверхности составляет 1,9...2,3 калибра авиабомбы. (Калибром авиабомбы является ее диаметр).

Введение в конструкцию авиабомбы четырех подобных несущих аэродинамических поверхностей, установленных по Х-образной схеме, позволяет при управлении авиабомбы реализовать значительные перегрузки, что в условиях малого времени полета авиабомбы обеспечивает попадание ее в цель из широкой зоны начальных условий при сбросе. Эта широкая зона сброса обеспечивает экипажу самолета-носителя выбор наилучшей тактики применения в данных конкретных условиях.

Длина корневой хорды несущей аэродинамической поверхности меньше 2,4 калибра существенно уменьшает зону сброса, особенно на малых высотах полета самолета.

Длина корневой хорды несущей аэродинамической поверхности более 3,1 калибра авиабомбы нецелесообразна из-за условий обтекания стабилизаторов, стоящих за несущими аэродинамическими поверхностями.

Размах несущих аэродинамических поверхностей больше 2,3 калибра не может быть выполнен из условий подвески авиабомбы под самолет-носитель и безопасности отделения авиабомбы.

Размах несущих аэродинамических поверхностей меньше 1,9 калибра уменьшает зону сброса авиабомбы, особенно на малых высотах полета самолета-носителя. Реализация в авиабомбе несущих аэродинамических поверхностей указанного выше размера обеспечивает поражение прочных целей с более крутых траекторий и с большими скоростями подхода к цели, что повышает эффективность корректируемой авиабомбы.

В процессе отработки и испытаний корректируемых авиационных бомб экспериментально было установлено, что масса координатора цели и блока электронной обработки информации, расположенных перед боевой нагрузкой авиабомбы, несколько уменьшает проникающие свойства боевой нагрузки, а следовательно, и эффективность ее при действии по особо прочным преградам.

Снижение проникающих свойств боевой нагрузки с увеличением массы (длины) отсеков, расположенных перед боевой нагрузкой, связано как с более интенсивным торможением боевой нагрузки, расходующей часть кинетической энергии на смятие и разрушение отсеков, размещенных перед боевой нагрузкой, так и с большим (по сравнению с коротким головным отсеком) разворотом боевой нагрузки авиабомбы в процессе внедрения ее в особо прочные преграды.

При углах встречи более предельных в процессе внедрения боевой нагрузки авиабомбы в особо прочные преграды может происходить разворот боевой нагрузки, при котором возникает мощный удар хвостовой части о преграду, из-за которого происходит разрушение хвостовой части боевой нагрузки, выбивание ее дна, потеря донного механизма задействования и, как следствие всего этого, отказ боевой нагрузки авиабомбы. В авиабомбе-прототипе масса отсеков, размещенных перед боевой нагрузкой авиабомбы, минимальна, а хвостовая часть корпуса боевой нагрузки авиабомбы выполнена в виде усеченного конуса с высотой, равной 0,65...0,75 калибра авиабомбы, и диаметром донной части, также равным 0,65...0,75 калибра авиабомбы. Увеличение высоты усеченного конуса хвостовой части нагрузки сверх 0,75 калибра уменьшает количество взрывчатого вещества боевой нагрузки и, следовательно, ее мощность. Уменьшение высоты усеченного конуса ниже 0,6 калибра авиабомбы не устраняет полностью разрушение цилиндрической части кормы боевой нагрузки при ее внедрении в особо прочную преграду при углах встречи авиабомбы более предельных.

Диаметр донной части, равный 0,65...0,75 калибра авиабомбы, также является оптимальным, максимизирующим количество взрывчатого вещества боевой нагрузки и повышающим ее прочность при ударе.

Дополнительное торможение боевой нагрузки за счет смятия и разрушения отсеков, стоящих перед ней, устраняется благодаря тому, что блок электронной обработки информации, имеющий значительную массу, перемещен в хвостовую часть авиабомбы. При этом перед боевой нагрузкой авиабомбы в головном отсеке размещается только достаточно легкий координатор цели, длина которого минимальна, и дополнительный переходной отсек, на внутренней поверхности корпуса которого через 100...140° в поперечной плоскости авиабомбы установлены три инерционных датчика механизма задействования. Дополнительный переходный отсек представляет собой тонкостенную полую цилиндрическую оболочку. Значительную часть этого отсека занимает головная часть боевой нагрузки авиабомбы.

Введение в конструкцию авиабомбы-прототипа четырех несущих аэродинамических поверхностей не снижает проникающих возможностей боевой нагрузки.

Это достигнуто благодаря тому, что крепление несущих аэродинамических поверхностей к боевой нагрузке выполнено конструктивно в виде шпонок, раскрепленных по боевой нагрузке и входящих в шпоночные пазы соответствующих несущих аэродинамических поверхностей, фиксируемых от перемещения вдоль продольной оси авиабомбы при помощи фиксатора, разрушаемого при смещении несущих аэродинамических поверхностей корпуса авиабомбы при встрече с целью.

Эффективность боевой нагрузки авиабомбы-прототипа увеличена также за счет рационального размещения инерционных датчиков механизма задействования.

Если в обычных авиабомбах инерционные датчики механизма задействования размещены в донной части боевой нагрузки, то в авиабомбе-прототипе инерционные датчики механизма задействования размещены в дополнительном переходном отсеке длиной, равной 0,95...1,05 калибра авиабомбы, на внутренней поверхности корпуса переходного отсека через 100...140° в поперечной плоскости авиабомбы. Подобное размещение инерционных датчиков механизма задействования выбрано для того, чтобы повысить эффективность поражающего осколочного действия боевой нагрузки авиабомбы. Кроме того, подобное размещение инерционных датчиков повышает надежность задействования боевой нагрузки.

Это связано со следующим. При встрече авиабомбы с преградой в момент удара возникает волна разрушения авиабомбы. Опережая разрушение при выбранной схеме расположения инерционных датчиков, электроцепи механизма задействования успевают надежно сработать. Замыкание контактов инерционных датчиков механизма задействования происходит в момент прихода на инерционный датчик перегрузки величиной более 200 g.

Это позволяет обеспечить задействование цепей раньше, чем при расположении инерционных датчиков в донной части полезной нагрузки, что гарантирует предотвращение разрыва жгутов соединений авиабомбы до срабатывания боевой нагрузки.

Расположение инерционных датчиков механизма задействования под углом 100...140° повышает надежность срабатывания датчиков механизма задействования, независимо от условий контакта авиабомбы с целью.

Переходный отсек является тонкостенной полой цилиндрической оболочкой. Длина переходного отсека 0,95...1,05 калибра выбрана из условий компоновки боевой нагрузки в авиабомбе-прототипе так, чтобы носовая часть боевой нагрузки входила в переходный отсек авиабомбы, заполняя его.

Конструктивно-аэродинамическое проектирование авиабомбы-прототипа позволило выбрать оптимальную совокупность геометрических параметров несущих аэродинамических плоскостей, стабилизаторов, аэродинамических рулей и центровки авиабомбы с учетом заданных ограничений по условиям подвески и отделения авиабомбы от самолета-носителя.

В авиабомбе-прототипе применены аэродинамические рули, выполненные по биплановой схеме.

При этом биплановые рули установлены консольно таким образом, что оси вращения аэродинамических рулей перпендикулярны продольной оси авиабомбы и находятся на расстоянии 0,11...0,13 калибра авиабомбы от донного среза авиабомбы. Минимальное расстояние определяется условиями аэродинамического обтекания руля во всем диапазоне возникающих при полете авиабомбы углов атаки и скольжения. Максимальное расстояние 0,13 калибра авиабомбы определяется ограничениями, наложенными на общую длину авиабомбы с учетом условий ее подвески. Длина корневой хорды биплановых рулей в авиабомбе-прототипе выбрана равной 0,21...0,29 калибра авиабомбы.

Высота аэродинамических рулей равна 0,35...0,45 калибра авиабомбы.

Минимальные размеры длины корневой хорды и высоты аэродинамических рулей выбраны из условия обеспечения требуемой эффективности управляющих органов на минимальных скоростях сброса авиабомбы. Максимальные размеры аэродинамических рулей определяются требованиями сохранения устойчивости контуров стабилизации авиабомбы по тангажу, курсу, крену, которые накладывают ограничения сверху на коэффициенты усиления, в том числе на максимальную эффективность рулевых органов при максимальной скорости полета авиабомбы.

Биплановая схема аэродинамических рулей указанного размера позволяет при высоких скоростях авиабомбы реализовать электрический рулевой привод с достаточно ограниченными мощностями, т.к. величина шарнирных моментов, возникающих на аэродинамических рулях биплановой схемы даже при больших скоростях, мала при рациональном выборе оси вращения руля.

Размеры стабилизаторов в авиабомбе-прототипе связаны с положением центра масс авиабомбы, определяемого смещением относительно вперед боевой нагрузки авиабомбы по отношению к остальным отсекам авиабомбы, а также требованиями реализации заданного запаса устойчивости при изменении скоростей авиабомбы во всем диапазоне условий ее применения. При этом длина корневой хорды каждого стабилизатора выбрана равной 1,85...2,15 калибра авиабомбы, а размах стабилизаторов - 2,05...2,35 калибра авиабомбы. Максимальный размах стабилизаторов сверху ограничен условиями подвески и отделения авиабомбы-прототипа.

При оптимизации учитывалось, что корпус полезной нагрузки авиабомбы является составной частью корпуса изделия, а центр тяжести авиабомбы находится на расстоянии 3,72...4,01 калибра авиабомбы от передней ее оконечности.

Обладая весьма высокими конструктивно-аэродинамическими свойствами, авиационная бомба-прототип не является ни круглосуточной, ни всепогодной. Это связано с тем, что телевизионная головка самонаведения (ТГСН) авиационной бомбы-прототипа может работать только при определенной внешней освещенности и при ограниченно-сложных метеоусловиях (метрологическая дальность видимости должна быть не ниже 5 км).

Предлагаемым изобретением решается создание высокоточной эффективной авиационной бомбы, стабилизированной по крену, круглосуточного и всепогодного боевого применения, сохраняя высокие конструктивно-аэродинамические характеристики авиабомбы-прототипа, оговоренные в патенте РФ 2147725 от 20.04.2000 г.

Для достижения данного технического результата в бомбе-прототипе вместо телевизионной ГСН и электронного блока обработки сигналов установлен автомат глобальной спутниковой навигации.

На фиг.1 представлен общий вид авиационной бомбы-прототипа.

На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой круглосуточной всепогодной высокоточной эффективной корректируемой авиабомбы, стабилизированной по крену, с автоматом глобальной спутниковой навигации.

Авиационная корректируемая бомба-прототип, стабилизированная по крену, с телевизионной ГСН содержит последовательно соединенные головной отсек с координатором цели (1), дополнительный переходный отсек (2), отсек полезной нагрузки (3), приборный отсек с блоком коммутации и источником электропитания (4), хвостовой отсек с блоком электронной обработки информации (5) и блоком системы управления (6). При этом на отсеке полезной нагрузки авиабомбы-прототипа установлены по Х-образной схеме четыре несущие аэродинамические поверхности (7), а на внутренней поверхности корпуса переходного отсека (2) закреплены через 100...140° в поперечный плоскости авиабомбы три инерционных датчика (8) механизма задействования (9). На хвостовом отсеке с блоком электронной обработки информации (5) и с блоком системы управления (6) установлены по Х-образной схеме четыре стабилизатора (10). На хвостовом отсеке установлены также консольно четыре аэродинамических руля (11), выполненные по биплановой схеме. При этом оси вращения рулей (11) перпендикулярны продольной оси авиабомбы.

Крепления несущих аэродинамических поверхностей (7) к полезной нагрузке (3) выполнены конструктивно в виде шпонок, раскрепленных на полезной нагрузке (3) и входящих в шпоночные пазы соответствующих несущих аэродинамических поверхностей (7). От перемещения вдоль продольной оси авиабомбы несущие аэродинамические поверхности (7) фиксируются с помощью соединения, состоящего из тонкостенной гайки и болта, разрушающихся при смещении аэродинамических поверхностей (7) относительно корпуса боевой нагрузки (3) при встрече авиабомбы с целью.

Предлагаемая в изобретении высокоточная эффективная всепогодная круглосуточная корректируемая авиабомба, стабилизированная по крену, с автоматом глобальной спутниковой навигации содержит (см. фиг.2) последовательно соединенные головной металлический обтекатель (12), выполненный в виде полусферы с диаметром, равным калибру авиабомбы, переходной отсек (2), выполненный в виде тонкостенной полой цилиндрической оболочки с диаметром, равным калибру авиабомбы, и длиной, равной 0,95...1,05 калибра авиабомбы, на внутренней поверхности корпуса которой через 100...140° в поперечной плоскости авиабомбы установлены три инерционных датчика механизма задействования (8) и значительную часть объема которой занимает оживальная часть боевой нагрузки авиабомбы, отсек боевой нагрузки авиабомбы (13) длиной 3,94 калибра авиабомбы с механизмом задействования (9) с установленными на нем Х-образно четырьмя несущими аэродинамическими поверхностями (крыльями) (14), длина корневой хорды каждой из которых составляет 2,4...3,1 калибра авиабомбы, а размах крыльев составляет 1,9...2,3 калибра авиабомбы, при этом задняя кромка крыла (14) для улучшения подвески под носитель выполнена без скоса, хвостовой отсек (15) с диаметром, равным калибру авиабомбы, и длиной 3,75 калибра авиабомбы с установленными на нем Х-образно четырьмя стабилизаторами (10) с длиной корневой хорды каждого стабилизатора, равной 1,85...2,5 калибра авиабомбы, а размах стабилизаторов - 2,05...2,35 калибра, и с четырьмя биплановыми аэродинамическими рулями (11), высота которых равна 0,35...0,45 калибра, а длина корневой хорды 0,21...0,29 калибра. В хвостовой отсек (15) установлены блок инерциальной системы наведения (БИНС), вычислительный модуль аппаратуры глобальной спутниковой навигации (АСН), блок рулевых приводов, состоящий из четырех электрических рулевых машинок, блок коммутации (БК), одна ампульная батарея и четыре тепловые батареи.

На хвостовом отсеке (15) установлена антенна глобальной спутниковой связи (16) с длиной 0,61 калибра и диаметром 0,25 калибра авиабомбы. Хвостовой отсек авиабомбы (15) имеет люки, обеспечивающие доступ для установки взрывателя, регулировки аппаратуры, подстыковки контрольного разъема при наземных проверках авиабомбы.

Так как задачей изобретения является реализация высокоточного эффективного круглосуточного и всепогодного применения авиационной бомбы при выполнении принципа "сбросил-забыл", что поставленная задача достигается тем, что телевизионная ГСН в авиационной бомбе-прототипе заменена инерциальной системой и аппаратурой спутниковой навигации, увеличена длина боевой части, реализованы крутые углы подхода к цели.

Для уменьшения стоимости и сроков разработки предлагаемой самонаводящейся авиационной бомбы переходной отсек (2) с тремя инерционными датчиками механизма задействования (8), стабилизаторы (10), биплановые аэродинамические рули (11) предлагаемой авиационной бомбы полностью соответствуют конструктивным элементам авиационной бомбы-прототипа. Для обеспечения подвески под все самолеты-носители фронтовой авиации изменена форма крыла (14). Задняя кромка крыла (14) выполнена без скоса (см. фиг.1 (7), фиг.2 (14).

Для сохранения высоких динамических характеристик авиабомбы-прототипа запас устойчивости предлагаемой авиабомбы соответствует запасу устойчивости авиабомбы-прототипа.

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, определено, 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 местоположения, то необходим еще один ориентир, координаты X, Y, Z которого и дальность от точки местоопределения известны. Для трех дальностей составляется уравнение, и, зная координаты трех опорных ориентиров, потребитель находит свое положение в трехмерном пространстве.

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

Спутники, по существу, представляют собой систему подвижных геодезических знаков. Координаты этих подвижных геодезических знаков определять потребителю не нужно.

Каждый спутник системы сам в своем радиосигнале сообщает эту информацию. Орбитальная группировка глобальной спутниковой навигационной системы содержит 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 тому 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 Δt образует погрешность в определении дальностей до спутников, равную cΔt,

где с - скорость света.

Величину Δt 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 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. Точность специальных систем спутниковой навигации не хуже 15...18 м по уровню 3σ.

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/с.

Точность определения времени по уровню 3σ ˜0,1 мкс.

Связь со спутниками глобальной навигационной системы авиабомба осуществляет через антенну (16).

Для повышения точности и помехоустойчивости процесса наведения предлагаемой авиабомбы на цель в авиабомбе в хвостовом отсеке (15) установлен блок инерциальной системы навигации (БИНС). Именно БИНС и формирует управляющие сигналы на биплановые аэродинамические рули авиабомбы. Аппаратура глобальной спутниковой навигации используется для коррекции работы инерциальной системы наведения авиабомбы.

Предлагаемая круглосуточная всепогодная высокоточная эффективная авиабомба, стабилизированная по крену, с автоматом спутниковой навигации, работает следующим образом.

Атака цели может осуществляться круглосуточно и при любой погоде. После подачи на предлагаемую авиабомбу электропитания от самолета-носителя блок инерциальной навигационной системы (БИНС), находящейся в хвостовом отсеке (15), может принимать от самолетной системы информацию о координатах цели.

Предлагаемая авиабомба может применяться как по целям с заранее известными координатами, так и по оперативно обнаруженным с помощью локатора в процессе полета самолета целям.

При этом информация о координатах оперативно обнаруженной цели формируется в прицельно-навигационном комплексе (ПРНК) самолета-носителя и вводится перед сбросом авиабомбы в вычислитель БИНС авиабомбы, находящийся в хвостовом отсеке (15), по информационным каналам связи "носитель-авиабомба".

В вычислитель БИНС до сброса непрерывно с периодом 0,1 с передается также информация о собственных координатах и скорости самолета-носителя.

В процессе совместного полета с самолетом-носителем практически вплоть до сброса на борт авиабомбы в вычислитель автомата глобальной спутниковой навигации, расположенный в хвостовом отсеке (15), выдается информация от антенны глобальной спутниковой навигации (16). При этом начало выдачи информации должно осуществляться, по крайней мере, за 2...2,5 мин до сброса авиабомбы.

После приема СВЧ-сигналов вычислительное устройство автомата спутниковой навигации (АСН), расположенное в хвостовом отсеке (15), переходит в режим решения навигационной задачи.

Самолетный прицельно-навигационный комплекс (ПРНК) в зависимости от условий полета вычисляет зону возможных сбросов.

При входе самолета-носителя в зону сброса самонаводящаяся авиационная бомба отделяется от самолета.

Блок коммутации (БК), находящийся в хвостовом отсеке (15), задействует все исполнительные механизмы бомбы, снимает блокировки функциональных связей.

Перед отделением бомбы от самолета-носителя происходит переход электропитания всех систем бомбы от ампульной батареи и четырех тепловых батарей, находящихся в хвостовом отсеке (15).

Наведение авиабомбы на цель после сброса с самолета-носителя вначале не осуществляется. В этот период БИНС через блок рулевых приводов, расположенных также в хвостовом отсеке (15), формируют команду, в соответствии с которой сразу же после сброса авиабомбы осуществляется только ее угловая стабилизация по каналам крена, курса и тангажа. При этом парируются стартовые возмущения и обеспечивается безопасность самолета при отделении авиабомбы. Исключается удар авиабомбы по самолету-носителю при сбросе бомбы с недолетом.

Через 3 с после сброса начинается наведение авиабомбы на цель. Антенна глобальной спутниковой связи (16) продолжает принимать информационные сигналы от спутников орбитальной группировки.

Вычислительный модуль ACH, расположенный в хвостовом отсеке (15), в режиме реального времени может одновременно обрабатывать сигналы от 6...12 спутников. Информация о навигационных координатах авиабомбы передается в БИНС, расположенный в хвостовом отсеке (15).

При отсутствии информации от АСН управляющие сигналы наведения авиабомбы на цель формируются только на основе обработки информации от блока чувствительных элементов БИНС.

Вычислительный модуль АСН определяет также составляющие вектора путевой скорости и текущее время независимо от ориентации авиабомбы в пространстве.

БИНС осуществляет оптимизацию траектории наведения авиабомбы, формируя ее так, чтобы заключительный участок траектории был близок к вертикали. Это существенно повышает эффективность боевой нагрузки (13) и уменьшает промах авиабомбы, так как вертикальная координата изделий в глобальной спутниковой навигации определяется с наименьшей точностью.

БИНС осуществляет управление полетом авиабомбы на основе комплексного использования информации не только от вычислительного АСН, но и от собственных чувствительных элементов. При этом используется два свободных гироскопа (каналы Y и Z) и три акселерометра (каналы X, Y, Z).

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 с.

Высокая маневренность бомбы обеспечивается углами атаки (скольжения), создаваемыми биплановыми аэродинамическими рулями (11), 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 несущих аэродинамических поверхностей (14), стабилизаторов (10) и реализацией требуемого положения центра масс авиабомбы.

Близкая к нейтральной устойчивость авиабомбы позволяет осуществлять значительные перегрузки при электрических рулевых агрегатах малой мощности. Малые шарнирные моменты на биплановых аэродинамических рулях (11) обеспечиваются их рациональным 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.

Донная часть полезной нагрузки (13) выполнена в виде усеченного конуса. Высота и диаметр донной части выбраны так, чтобы обеспечить требуемую прочность полезной нагрузки (13) при углах подхода авиабомбы к цели в весьма широком диапазоне.

При встрече авиабомбы с преградой возникает волна разрушения. Опережая волну разрушения, срабатывают инерционные датчики механизма задействования (8), механизм задействования (9) и полезная нагрузка (13).

Инерционные датчики механизма задействования (8) расположены на внутренней поверхности корпуса переходного отсека через 100...140° в поперечной плоскости авиабомбы, что обеспечивает при любых углах встречи авиабомбы с преградой надежное срабатывание датчиков (8). При этом система инерционных датчиков позволяет обеспечить срабатывание механизма задействования полезной нагрузки и повысить эффективность осколочного действия полезной нагрузки (13) авиабомбы. Учитывая, что перед полезной нагрузкой нет отсеков авиабомбы, кинетическая энергия полезной нагрузки авиабомбы (13) полностью расходуется на пробивание преград. Крепление несущих аэродинамических поверхностей (14) к корпусу авиабомбы выполнено так, что оно разрушается в момент встречи авиабомбы с целью.

Большой диапазон изменения чисел М предъявляет повышение требования к тщательности выбора размера стабилизаторов с учетом центровки, реализуемой в авиабомбе, а также требует перехода к аэродинамическим рулям (11), выполненным по биплановой схеме. В данных рулях при значительном изменении чисел М мало меняется центр давления, что определяет малые шарнирные моменты и позволяет в авиабомбе применить рулевые машинки электрического типа малой мощности.

Корпус полезной нагрузки (13) авиабомбы является составной частью корпуса изделия.

При встрече авиабомбы с целью срабатывает взрыватель (9), через установленное в нем замедление происходит срабатывание боевой нагрузки (13).

Высокая эффективность боевой нагрузки (13) обеспечивается ее большой массой, выбором оживальной части боевой нагрузки, толщиной корпуса боевой нагрузки и крутыми траекториями подхода к препятствиям.

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

Предлагаемая авиационная бомба, стабилизированная по крену, обеспечивает высокоточное наведение, круглосуточность и всепогодность боевого применения во всем диапазоне режимов полета самолета-носителя, не ограничивает возможности самолетов-носителей и реализует принцип "сбросил-забыл".

Изобретение относится к авиационным бомбам. В авиационной бомбе в качестве системы самонаведения применяется инерциальная система и аппаратура глобальной спутниковой навигации. Конструктивно-аэродинамическая компоновка авиабомбы выполнена с возможностью маломощным рулевым машинкам электрического привода с аэродинамическими рулями небольшой площади отклонять авиабомбу на значительные углы атаки, а ее система наведения авиабомбы формирует крутые попадающие траектории, в связи с чем авиабомба имеет высокую виражеспособность, точность и увеличенную массу боевой нагрузки. 2 ил.

Круглосуточная всепогодная высокоточная корректируемая авиабомба, стабилизированная по крену, с автоматом глобальной спутниковой навигации, содержащая последовательно соединенные головной обтекатель, переходной отсек, выполненный в виде тонкостенной полой цилиндрической оболочки с диаметром, равным калибру авиабомбы и длиной равной 0,95...1,05 калибра авиабомбы, на внутренней поверхности корпуса которой через 100...140° в поперечной плоскости авиабомбы установлены три инерционных датчика механизма задействования боевой части и большую часть объема которой занимает оживальная часть боевой нагрузки авиабомбы, отсек боевой нагрузки с механизмом задействования и с установленными на нем Х-образно четырьмя несущими аэродинамическими поверхностями, размах которых составляет 1,9...2,3 калибра авиабомбы, хвостовой отсек с диаметром, равным калибру авиабомбы с установленными на нем Х-образно четырьмя стабилизаторами с длиной корневой хорды каждого стабилизатора равной 1,85...2,15 калибра авиабомбы, размахом стабилизаторов 2,05...2,35 калибра, четырьмя биплановыми аэродинамическими рулями, высота которых равна 0,35...0,45 калибра, а длина корневой хорды 0,21...0,29 калибра, отличающаяся тем, что головной обтекатель авиабомбы выполнен в виде металлической полусферы с диаметром, равным калибру авиабомбы, а отсек боевой нагрузки с механизмом задействования выполнен длиной, равной 3,94 калибра авиабомбы, несущие аэродинамические поверхности установлены на отсеке боевой нагрузки по Х-образной схеме и выполнены без скоса задней кромки, а в хвостовом отсеке размещены инерциальная навигационная система, вычислительный модуль автомат спутниковой навигации, блок четырех электрических рулевых приводов, блок коммутации, с одной ампульной и четырьмя тепловыми батареями, при этом хвостовой отсек выполнен длиной 3,75 калибра авиабомбы и на нем установлена антенна автомата глобальной спутниковой навигации длиной 0,61 калибра авиабомбы и диаметром 0,25 калибра авиабомбы.