высокоточная авиационная бомба, стабилизированная по крену, круглосуточного и всепогодного боевого применения с аппаратурой инерциально-спутникового наведения

Формула изобретения

Высокоточная авиационная бомба, стабилизированная по крену, круглосуточного и всепогодного боевого применения с аппаратурой инерциально-спутникового наведения, содержащая последовательно соединенные отсек с дестабилизаторами, выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,55 калибра бомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы угол 11°, а каждый из четырех дестабилизаторов выполнен в виде раскрывающейся пластины, устанавливаемой в раскрытом положении в створе со стабилизаторами бомбы с длиной корневой хорды 0,75 калибра бомбы и с длиной концевой хорды 0,475 калибра бомбы при угле стреловидности передней и задней кромок каждого дестабилизатора 60° и максимальным размахом двух раскрытых симметрично расположенных относительно оси бомбы дестабилизаторов, равным 1,10 калибра бомбы, носовой переходной отсек, выполненный в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра бомбы, высота которого равна 0,5 калибра бомбы, а угол между образующей и продольной осью бомбы составляет 11°, переходящего в цилиндр с диаметром и длиной, равными 1,0 калибра бомбы, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования выполнен в виде цилиндра, диаметр которого равен 1,0 калибра бомбы, а длина 1,02-2,05 калибра бомбы, дополнительный цилиндрический отсек, выполненный с диаметром и длиной соответственно 1,0 и 0,3 калибра бомбы, хвостовой переходной отсек, выполненный в виде конуса с диаметром стыковки с цилиндрическим дополнительным отсеком, равным 1,0 калибра бомбы, высотой 0,375 калибра бомбы и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы 11°, хвостовой отсек с блоками системы управления, источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами, выполненными в виде оконечного для бомбы цилиндра диаметром 0,68-0,7 и длиной 1,2-1,24 калибра бомбы, сопряженного с усеченным конусом высотой 0,37-0,38 калибра бомбы и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы, равным 11°, и с установленными на отсеке по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами, длина корневой хорды каждого из них составляет 1,98-2,0 калибра бомбы, длина концевой хорды - 1,84-1,85 калибра бомбы, угол стреловидности стабилизаторов равен 52°, а размах между соответствующими концевыми хордами стабилизаторов составляет 1,46-1,48 калибра бомбы, и с выдвигаемыми из стабилизаторов стабилизирующими перьями, длина который составляет 0,41-0,43 калибра бомбы, а угол верхней образующей выдвижного стабилизирующего пера с концевой хордой стабилизатора составляет 15°, максимальный размах между двумя соответствующими выдвижными стабилизирующими перьями составляет 2,2-2,3 калибра бомбы, а также с аэродинамическими поворотными рулями, выполненными по биплановой схеме и установленными в створе со стабилизаторами с осью вращения каждого руля на расстоянии 0,11-0,12 калибра бомбы от задней кромки стабилизатора, хорда каждого руля составляет 0,2-0,21 калибра бомбы, а высота каждого руля - 0,24 калибра бомбы, отличающаяся тем, что перед отсеком с дестабилизаторами установлены последовательно головной отсек (15), выполненный в виде конуса с высотой, равной 0,9 калибра авиабомбы, и диаметром основания, равным 0,65 калибра авиабомбы, с блоком чувствительных элементов в виде двух свободных гироскопов (каналы Y и Z), и трех акселерометров (каналы X, Y, Z), носовой стыковочный отсек, выполненный в виде усеченного конуса с диаметрами оснований 0,65 и 0,85 калибра авиабомбы и высотой, равной 0,5 калибра авиабомбы, с блоком приемовычислительного устройства спутниковых сигналов и инерциальной системой наведения авиабомбы, а две антенны глобальной спутниковой навигации, выполненные в виде пластин с длиной равной 0,21 калибра авиабомбы, и шириной, равной 0,14 калибра авиабомбы, установлены симметрично по бокам носового переходного отсека на расстоянии, равном 2,24 калибра авиабомбы от головной оконечности авиабомбы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационным боеприпасам и может быть использовано для доставки с помощью самолета-носителя на землю боевой нагрузки для круглосуточного и всепогодного поражения неподвижных (стационарных) целей.

Известны авиационные бомбы, стабилизированные по крену, 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 полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, а также хвостовой отсек, на котором Х-образно укреплены четыре стабилизатора с выдвижными стабилизирующими перьями и четырьмя аэродинамическими рулями.

Подобные зарубежные авиационные бомбы с лазерными головками самонаведения описаны в статьях П.Д.Джурасович «Существующий и перспективный типаж управляемых бомб авиации НАТО», «Научно-техническая информация, авиационные системы», №3 2005 г. Научно-информационный центр ГосНИИАС, стр.22...33.

«Проблемы создания корректируемых и управляемых авиационных бомб» / Под ред. Е.С.Шахиджанова. - М.: Инженер, 2003. - стр.123...136.

«Средства воздушного нападения зарубежных стран: программы развития высокоточного оружия (Аналитический обзор по материалам открытой печати)». Под ред. Б.Ф.Чельцова и С.В.Ягольникова. 2 Центральный научно-исследовательский институт МО РФ. Типография 2 ЦНИИ МО РФ, 2003, стр.183...206.

Наиболее широко распространены за рубежом авиационные бомбы с лазерной головкой самонаведения типа PAVEWAY I, PAVEWAY II разработки США. В серию лазерных авиабомб PAVEWAY I входят авиабомбы GBU 10/В, 10 А/В, GBU 11 А/В, GBU 12 А/В. В серию лазерных авиабомб PAVEWAY II входят авиабомбы GBU 10 Е/В, GBU 10 F/B, GBU 12 D/B, GBU 12 Е/В, GBU 16 В/В, GBU 16 С/В и т.д.

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

Стабилизированная по крену авиационная бомба 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 Х-образной схеме аэродинамическими рулями, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, хвостовой отсек с четырьмя установленными по Х-образной схеме стабилизаторами с выдвижными 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.

Известна отечественная авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения, выполненная в соответствии с патентом №2044255 (заявка №93003032/23 от 19.01.93 г.) и содержащая последовательно соединенные флюгерный насадок с приемником отраженного лазерного излучения, закрепленного посредством штанги на головной части бомбы, включающей отсек с электронным блоком лазерного координатора и отсек с электронно-вычислительным устройством лазерной головки самонаведения, дополнительный отсек с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами, установленными по Х-образной схеме, носовой переходный отсек, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, дополнительный цилиндрический отсек, хвостовой переходный отсек, хвостовой отсек с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами, из которых после отделения выдвигаются стабилизирующие перья; на цилиндрической оконечности летательного аппарата установлены четыре поворотных аэродинамических руля, выполненных по биплановой схеме.

Основным недостатком указанной авиационной бомбы является то, что приемник отраженного целью лазерного излучения размещен во флюгерном насадке авиационной бомбы. При этом приемник отраженного целью лазерного излучения стабилизируется не по абсолютному вектору скорости бомбы, а по воздушной скорости с учетом, в том числе, бокового ветра. При сильных, особенно боковых, ветрах самонаводящаяся авиационная бомба не обеспечивает тех максимальных точностей, которые реализуются при использовании преобразователей - «излучение - сигнал», устанавливаемых на гиростабилизаторах. Кроме того, указанная авиабомба не обеспечивает всепогодного боевого применения.

Известны авиационные бомбы, стабилизированные по крену, с телевизионными головками самонаведения, выполненные в соответствии с патентами РФ №2014559 от 15.06.1994 г. (заявка 92001864 от 22.10.1992 г.), №2147724 от 20.04.2000 г. (заявка 99113480 от 28.06.1999 г.), №2156954 от 27.09.2000 г. (заявка 99123829 от 10.11.1999 г.), №2263875 от 10.11.2005 г. (заявка 2004126194 от 30.08.2004 г.).

Указанные авиационные бомбы отличаются своим калибром, типом боевой части. Они обеспечивают высокую точность 3...5 м, но не обладают ни круглосуточностью, ни всепогодностью боевого применения.

Указанные выше авиабомбы могут применяться при метеорологической дальности видимости (МДВ) не хуже 5...10 км при внешней освещенности не менее 50 лк. (глубокие сумерки).

Кроме того, телевизионные головки самонаведения обладают достаточно высокой стоимостью.

Известна отечественная самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения, выполненная в соответствии с патентом №2228510 от 10.05.2004 г., Бюл. №13, заявка 2002132927/02 от 09.12.2002 г.

Эта авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной гиростабилизированной головкой самонаведения содержит последовательно соединенные носовой отсек с передней частью, выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки и, в которой размещен лазерный гиростабилизированный координатор цели, состоящий из лазерного преобразователя «излучение - сигнал» и двухосного гиростабилизатора, головной конусный отсек, в котором размещен электронный блок обработки принятого отраженного лазерного сигнала, дополнительный отсек с блоком бортовой автоматики и с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами, установленными по Х-образной схеме, носовой переходный отсек, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, дополнительный цилиндрический отсек, хвостовой переходный отсек, хвостовой отсек с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами, из которых после отделения выдвигаются стабилизирующие перья.

На цилиндрической оконечности бомбы установлены четыре поворотных аэродинамических руля, выполненных по биплановой схеме.

В авиационной бомбе, выполненной в соответствии с патентом РФ №2228510, достигнут новый технический результат - повышение точности попадания авиационной бомбы до Е_кво=3...5 м при сбросе авиационной бомбы в широком диапазоне начальных условий. Технический результат достигается тем, что в авиационной бомбе, выполненной по данному патенту, вместо последовательно соединенных флюгерного насадка с приемником отраженного лазерного излучения, закрепленного посредством штанги на носовой части бомбы, включающей отсек с электронным блоком лазерного координатора и отсек с электронно-вычислительным устройством лазерной головки самонаведения, размещены последовательно носовой отсек с лазерным гиростабилизированным координатором цели, состоящим из лазерного преобразователя «излучение - сигнал», установленного на двухстепенном гиростабилизаторе, с передней частью, выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки, плавно сопряженной с наружным металлическим обтекателем, выполненным в виде усеченного конуса, и головной конусный отсек с электронным блоком обработки принятого лазерного сигнала.

Данная самонаводящаяся бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения по большинству конструктивных признаков совпадает с предлагаемым изобретением и выбрана в качестве прототипа.

Самонаводящаяся авиационная бомба, являющаяся прототипом, обладает оптимальными аэродинамической схемой и конструктивными характеристиками, позволяющими реализовать значительные динамические перегрузки, что обеспечивает широкую зону сброса бомбы и высокую точность попадания, но имеет недостаток, снижающий боевую эффективность авиабомбы. Данная авиабомба не обладает ни круглосуточностью, ни всепогодностью боевого применения. Кроме того, при боевом применении авиабомбы-прототипа не может быть реализован принцип «сбросил-забыл». В процессе самонаведения авиабомбы на цель необходим внешний лазерный подсвет цели с самолета-носителя, т.к. на авиабомбе-прототипе стоит только приемник отраженного лазерного излучения.

Технической задачей изобретения является обеспечение круглосуточности и всепогодности боевого применения самонаводящейся бомбы, реализация принципа «сбросил-забыл», а также уменьшение стоимости приборов наведения авиабомбы на цель.

Поставленный технический результат в изобретении достигается тем, что лазерная гиростабилизированная головка самонаведения (ГСН) в авиационной бомбе-прототипе заменяется блоком инерциально-спутникового наведения (БИНС). При этом на предлагаемую высокоточную авиационную бомбу, стабилизированную по крену, устанавливаются две антенны глобальной спутниковой связи.

На фиг.1 изображен общий вид авиационной бомбы-прототипа. На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой высокоточной авиационной бомбы, круглосуточного и всепогодного боевого применения, стабилизированной по крену, с аппаратурой инерциально-спутникового наведения на цель.

В авиационной бомбе-прототипе установлены последовательно соединенные носовой отсек (2) с лазерным гиростабилизированным координатором цели, состоящим из лазерного преобразователя «излучение-сигнал», установленного на двухстепенном гиростабилизаторе, с передней частью (1), выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки с радиусом, равным 0,13 калибра бомбы (d), и длиной, равной 0,1 калибра бомбы, плавно сопряженной с наружным металлическим обтекателем, выполненным в виде усеченного конуса длиной 0,146 калибра бомбы и диаметром основания, равным 0,376 калибра бомбы, в плоскости, отстоящей от передней оконечности бомбы на расстоянии 0,25 калибра бомбы, и головной конусный отсек (3) с электронным блоком обработки принятого лазерного сигнала с длиной 0,61 калибра бомбы и диаметрами сопрягающих сечений конуса, равными соответственно 0,576 и 0,585 калибра бомбы, дополнительный отсек бомбы (4) с блоком бортовой автоматики и с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами (5), выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,55 калибра бомбы и образующий, составляющий с продольной осью бомбы угол 11°, а каждый из четырех дестабилизаторов выполнен в виде раскрывающейся пластины, устанавливаемой в раскрытом положении в створе со стабилизаторами бомбы с длиной корневой хорды 0,75 калибра бомбы и с длиной концевой хорды 0,475 калибра бомбы при угле стреловидности передней и задней кромок каждого дестабилизатора 60° и максимальным размахом двух раскрытых симметрично расположенных относительно оси бомбы дестабилизаторов, равным 1,10 калибра бомбы, носовой переходный отсек (6), выполненный в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра бомбы, высота которого равна 0,5 калибра бомбы, а угол между образующей и продольной осью бомбы составляет 11°, переходящего в цилиндр с диаметром и длиной, равными одному калибру бомбы, отсек полезной нагрузки (7) с механизмом задействования (8), выполненный в виде цилиндра, диаметр которого равен одному калибру бомбы, а длина 2,02-2,05 калибра бомбы, дополнительный цилиндрический отсек (9), выполненный с диаметром и длиной, равными соответственно 1,0 и 0,3 калибра бомбы, хвостовой переходный отсек (10), выполненный в виде конуса с диаметром стыковки с цилиндрическим дополнительным отсеком, равным одному калибру бомбы, высотой 0,375 калибра бомбы и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы 11°, хвостовой отсек (11) с блоками системы управления, с источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами, выполненный в виде оконечного для бомбы цилиндра диаметром 0,68-0,7 и длиной 1,2-1,24 калибра бомбы, сопряженного с усеченным конусом высотой 0,37-0,38 калибра бомбы и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы, равным 11°, и с установленными на отсеке по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами (12), длина корневой хорды каждого из которых составляет 1,98-2,0 калибра бомбы, длина концевой хорды 1,84-1,85 калибра бомбы, угол стреловидности стабилизаторов равен 52°, а размах между соответствующими концевыми хордами стабилизаторов составляет 1,46-1,48 калибра бомбы, и с выдвигаемыми из стабилизаторов стабилизирующими перьями (13), длина которых составляет 0,41-0,43 калибра бомбы, а угол верхней образующей, выдвижного стабилизирующего пера с концевой хордой стабилизатора составляет 15°, максимальный размах между двумя соответствующими выдвижными стабилизирующими перьями составляет 2,2-2,3 калибра бомбы, а также с аэродинамическими поворотными рулями (14), выполненными по биплановой схеме и установленными в створе со стабилизаторами с осью вращения каждого руля на расстоянии 0,11-0,12 калибра бомбы от задней кромки стабилизатора, хорда каждого руля составляет 0,2-0,21 калибра бомбы, а высота каждого руля 0,24 калибра бомбы.

Корпус полезной нагрузки (7) авиабомбы-прототипа является частью корпуса бомбы.

Авиационная бомба-прототип не обеспечивает принцип «сбросил-забыл», обладает достаточно большой стоимостью и не обеспечивает круглосуточность и всепогодность боевого применения КАБ.

В предлагаемой высокоточной авиационной бомбе реализуется круглосуточность и всепогодность боевого применения при выполнении принципа «сбросил-забыл».

Поставленная задача достигается тем, что гиростабилизированная лазерная ГСН в авиационной бомбе-прототипе заменяется аппаратурой инерциально-спутниковой навигации (АСН). При этом на предлагаемую самонаводящуюся авиационную бомбу, стабилизированную по крену, устанавливаются две антенны глобальной спутниковой связи, а также аппаратура инерциально-спутниковой навигации (см. фиг.2).

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 потребителя по геодезическим знакам на местности. В геодезии, если есть два геодезических знака, положение которых на плоскости земли точно закоординировано, и если расстояния до этих знаков от того места, координаты которого необходимо найти (координаты потребителя), определены, то можно составить два уравнения для дальностей, в которых есть два неизвестных: координаты местоположения потребителя. Решая эти уравнения, потребитель найдет свое положение на плоскости. Если требуется найти и высоту местоопределения, то необходим еще один ориентир, координаты X, Y, Z которого и дальность от точки местоопределения известны. Для трех дальностей составляются уравнения, 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 орбитальной системы сам в своем радиосигнале сообщает эту информацию о своих координатах. В глобальной спутниковой навигационной 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», иногда ее называют GPS).

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 t образует погрешность в определении дальностей до спутников, равную с t, где с - скорость света.

Величину 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 допплеровского сдвига частот.

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

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

Предлагаемая в изобретении высокоточная авиационная бомба, круглосуточного и всепогодного боевого применения, стабилизированная по крену, с аппаратурой инерциально-спутниковой навигации, содержит (см. фиг.2) последовательно соединенные головной отсек (15), 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 Y и Z, и тремя акселерометрами, каналы X, Y, Z), носовой стыковочный отсек (16), 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, спутниковых сигналов и инерциальной системой наведения авиабомбы, дополнительный отсек (4) с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами (5), установленными по Х-образной схеме, носовой переходный отсек (6) с двумя антеннами глобальной спутниковой навигации, установленными симметрично по бокам отсека, отсек полезной нагрузки (7) с механизмом задействования (8), дополнительный цилиндрический отсек (9), хвостовой переходный отсек (10), хвостовой отсек (11) с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами (12), из которых после отделения выдвигаются стабилизирующие перья (13); на цилиндрической оконечности летательного аппарата установлены четыре поворотных аэродинамических руля (14), выполненных по биплановой схеме.

При этом дополнительный отсек (4) с дестабилизаторами выполнен в виде усеченного конуса с диаметром сопряжения с головным отсеком, равным 0,575 калибра бомбы, высотой 0,55 калибра бомбы и образующей составляющей с продольной осью бомбы угол 11°, а носовой переходный отсек (6) выполнен в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра бомбы, высота которого равна 0,5 калибра бомбы, а угол между образующей и продольной осью бомбы составляет 11°, переходящего в цилиндр с диаметром и длиной, равными 1,0 калибра бомбы, а дополнительный цилиндрический отсек (9), выполненный с диаметром и длиной, равными соответственно 1,0 и 0,3 калибра бомбы, хвостовой переходный отсек (10) выполнен в виде конуса с диаметром стыковки с цилиндрическим дополнительным отсеком, равным 1,0 калибра бомбы, высотой 0,375 калибра бомбы и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы 11°, отсек полезной нагрузки (7) выполнен в виде цилиндра, диаметр которого равен 1,0 калибра бомбы, а длина 2,02...2,05 калибра бомбы, хвостовой отсек (11) с блоками системы управления, бортовой автоматики, источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами выполнен в виде оконечного для бомбы цилиндра диаметром 0,68...0,7 и длиной 1,2...1,24 калибра бомбы, сопряженного с усеченным конусом высотой 0,37...0,38 калибра бомбы и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы, равным 11°.

На хвостовом отсеке (11) установлены по Х-образной схеме четыре стабилизатора (12), длина корневой хорды каждого из которых составляет 1,98...2,0 калибра бомбы, длина концевой хорды 1,84...1,85 калибра бомбы, угол стреловидности стабилизаторов равен 52°, а размах между соответствующими концевыми хордами стабилизаторов составляет 1,46...1,48 калибра бомбы, и с выдвигаемыми из стабилизаторов стабилизирующими перьями (13), длина которых составляет 0,41...0,43 калибра бомбы, а угол верхней образующей выдвижного стабилизирующего пера (13) с концевой хордой стабилизатора составляет 15°, максимальный размах между двумя соответствующими выдвижными стабилизирующими перьями составляет 2,2...2,3 калибра бомбы.

Аэродинамические поворотные рули (14), выполненные по биплановой схеме, установлены в створе со стабилизаторами с осью вращения каждого руля на расстоянии 0,11...0,12 калибра бомбы от задней кромки стабилизатора, хорда каждого руля составляет 0,2...0,21 калибра бомбы, а высота каждого руля 0,24 калибра бомбы. Каждый из четырех дестабилизаторов (5) выполнен в виде раскрывающейся пластины, устанавливаемой в раскрытом положении в створе со стабилизаторами бомбы (12) на дополнительном отсеке бомбы (4) с передней кромкой каждого дестабилизатора (5), с длиной корневой хорды каждого дестабилизатора 0,75 калибра бомбы и с длиной концевой хорды 0,475 калибра бомбы при угле стреловидности передней и задней кромок каждого дестабилизатора 60° и максимальным размахом двух раскрытых симметрично расположенных относительно оси бомбы дестабилизаторов, равным 1,10 калибра бомбы.

Корпус полезной нагрузки является составной частью корпуса бомбы.

Центр масс предлагаемой авиабомбы находится на расстоянии 4,48...4,58 калибра бомбы от передней оконечности головного отсека.

Конструктивно-аэродинамическая оптимизация предлагаемой авиабомбы и выбор положения ее центра масс реализуют близкую к нейтральной устойчивость авиабомбы, что позволяет даже рулевому приводу малой мощности создавать значительные динамические перегрузки у авиабомбы, что обеспечивает широкую зону сброса с самолета-носителя.

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 вводятся в инерциальную систему наведения предлагаемой авиабомбы 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 блок инерциального наведения авиабомбы, находящийся в носовом стыковочном отсеке (16), 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 переходном отсеке (16), выдается информация от антенн самолетной глобальной спутниковой навигации. При этом начало выдачи информации должно осуществляться за 2...2,5 мин до сброса.

После приема СВЧ-сигнала блок приемовычислительного устройства, расположенный в носовом стыковочном отсеке (16), 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 с до сброса от ПРНК самолета-носителя выдается команда на запуск турбогенератора бомбы, расположенного в хвостовом отсеке (11).

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 (11).

Для обработки стартовых возмущений сразу же после отделения система управления, расположенная в хвостовом отсеке (11), 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 с после сброса и получения первой информации от блока приемовычислительного устройства, расположенного в отсеке (16), начинается наведение авиабомбы на цель.

Антенны глобальной спутниковой связи (17) на протяжении всего полета принимают информационные сигналы от спутников орбитальной группировки и передают их в приемовычислительное устройство.

Приемовычислительное устройство, расположенное в носовом стыковочном отсеке (16), в режиме реального времени может одновременно обрабатывать сигналы от 6...12 спутников. Информация о навигационных координатах авиабомбы передается в блок инерциального наведения, расположенный также в носовом стыковочном отсеке (16).

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

Блок инерциального наведения авиабомбы совместно с блоком управления авиабомбы, расположенным в хвостовом отсеке (11), реализуют закон наведения, который оптимизирован таким образом, чтобы заключительный участок траектории был близок к вертикали. Это существенно повышает эффективность боевой нагрузки (7) и уменьшает промах авиабомбы, так как вертикальная координата изделий в глобальной спутниковой навигации определяется с наименьшей точностью.

При пропадании информации от приемовычислительного устройства блок инерциального наведения авиабомбы реализует закон наведения на основе информации, полученной от собственных чувствительных элементов (датчиков), расположенных в головном отсеке (15). При этом используются два свободных гироскопа (каналы Y и Z) и три акселерометра (каналы X, Y, Z).

Частота обновления информации блоком инерциального наведения 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.

Источником электропитания авиабомбы при автономном полете является турбогенератор (ТГИП), находящийся в хвостовом отсеке (11), 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 также в хвостовом отсеке (11).

Блок системы управления авиабомбы, расположенный в хвостовом отсеке авиабомбы (11), формирует сигналы для управления аэродинамическими рулями (14) авиабомбы, стоящими на хвостовом отсеке (11).

Высокая маневренность бомбы обеспечивается балансировочными углами атаки (скольжения), создаваемыми аэродинамическими рулями (14), 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 (5), стабилизаторов (12) и выдвижных стабилизирующих перьев (13).

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 (8), через установленное в нем замедление происходит срабатывание боевой нагрузки (7).

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

Высокая эффективность боевой нагрузки (7) 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 4,48...4,58 калибра авиабомбы от ее носовой оконечности.

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