Высокоточная корректируемая авиабомба круглосуточного боевого применения, стабилизированная по крену, с тепловизионной головкой самонаведения и обтекателем сотовой конструкции

Изобретение относится к авиабомбам и может быть использовано для круглосуточной и высокоточной доставки на землю боевой нагрузки. В авиационной бомбе в качестве системы самонаведения применяется тепловизионная головка самонаведения, спектральная полоса чувствительности которой лежит в дальнем инфракрасном диапазоне 8...14 мкм, что обеспечивает боевую работу в условиях пыли и дыма поля боя. Конструктивно-аэродинамическая компоновка авиабомбы выполнена так, что в ней реализуются существенные несущие аэродинамические поверхности и малая статическая устойчивость, что позволяет маломощным рулевым машинкам электрического привода с аэродинамическими рулями небольшой площади отклонять авиабомбу на значительные углы атаки и обеспечивать тем самым высокую виражеспособность авиабомбы. Обтекатель предлагаемой авиабомбы выполнен в виде металлической полусферы, в которой реализовано 100 круглых отверстий со световым диаметром от 11,5 до 36 мм и в которых установлены круглые плоские пластины толщиной 5...8 мм, прозрачные в дальнем ПК-диапазоне. Прозрачность обтекателя в спектральном диапазоне 8...14 мкм достаточно высока и составляет 0,8...0,85. Изобретение позволяет реализовать высокую точность и высокую результирующую эффективность авиабомбы. 2 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для круглосуточного высокоточного эффективного бомбометания с целью разрушения прочных военных преград и сооружений, военно-промышленных объектов, железнодорожных и шоссейных мостов, ангаров, взлетно-посадочных полос и т.д.

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 №2044255, заявка 93003032 от 19.01.93 г., патент РФ 2147725 от 20.04.2000 г., заявка 99115116/02 от 14.07.1999 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.

Данная авиабомба выбрана в качестве прототипа.

Корректируемая авиационная бомба-прототип сбрасывается из зоны возможных сбросов, характеризуемой начальными условиями бомбометания: высотой, скоростью полета и углом планирования самолета-носителя.

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

Широкая зона сброса авиабомбы обеспечивается благодаря ее высокому качеству (маневренности).

Маневренность авиабомбы-прототипа обеспечивается за счет того, что на ней установлены четыре несущих аэродинамических 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 достаточно малого времени полета авиабомбы обеспечивает попадание ее в цель из широкой зоны возможных сбросов. Широкая зона сброса позволяет экипажу самолета-носителя выбрать наилучшую тактику применения авиационного оружия в данных конкретных условиях.

Длина корневой хорды несущей аэродинамической поверхности менее 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 стоящих за несущими аэродинамическими поверхностями стабилизаторов ЛА.

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, меньший 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, стоящих перед боевой нагрузкой авиабомбы, несколько снижает 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, стоящих 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 попадании в цель под некоторым углом встречи.

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, стоящих 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 могущество ВВ 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, перемещается 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 объясняется 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 безопасности отделения авиабомбы от самолета-носителя.

В авиабомбе-прототипе применены аэродинамические рули, выполненные по биплановой схеме, шарнирные моменты при которой минимальны.

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 при малых 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 сверхвысоких 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, достаточно 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 от самолета-носителя.

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

Естественная освещенность не должна быть меньше 20...50 лк, что эквивалентно сумеркам.

Технической задачей изобретения является создание высокоточной эффективной авиационной бомбы, стабилизированной по крену, круглосуточного боевого применения.

Это достигается за счет того, что в авиабомбе установлена круглосуточная тепловизионная ГСН, в которой в качестве преобразователя "излучение-сигнал" применена высокочувствительная неохлаждаемая жидким азотом микроболометрическая матрица, работающая в дальнем ИК-диапазоне 8...14 мкм, а обтекатель авиабомбы выполнен в виде металлической полусферы, имеющей около 100 круглых отверстий со световым диаметром от 11,5 до 36 мм.

В отверстиях ("сотах") металлической полусферы установлены круглые плоские пластины, прозрачные в дальнем ПК-диапазоне (8...14 мкм).

Дальний ИК-диапазон обеспечивает круглосуточное боевое применение авиабомбы в условиях пыли и дыма поля боя.

Плоские пластины малого диаметра, прозрачные в дальнем ПК-диапазоне, на порядок дешевле сплошного целого обтекателя с диаметром ˜270 мм, обеспечивая достаточно высокий коэффициент прозрачности не менее 0,8...0,85. Тепловизионная ГСН предлагаемой авиабомбы выполнена на микроболометрической матрице, не требующей глубокого охлаждения жидким азотом (77 К). Указанная ГСН обеспечивает круглосуточное боевое применение авиабомбы в условиях пыли и дыма поля боя, так как спектральная полоса чувствительности ГСН соответствует дальнему ИК-диапазону (8...14 мкм).

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

На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой высокоточной корректируемой авиабомбы круглосуточного боевого применения, стабилизированной по крену, с тепловизионной ГСН и обтекателем сотовой конструкции.

Авиационная корректируемая бомба-прототип, стабилизированная по крену, с телевизионной ГСН содержит последовательно соединенные головной отсек с телевизионным 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 X-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 корректируемая авиабомба круглосуточного боевого применения, стабилизированная по крену, с тепловизионной головкой самонаведения и обтекателем сотовой конструкции содержит (см. фиг.2) последовательно соединенные головной металлический обтекатель (12), выполненный в виде металлической полусферы, в которой выполнено 100 круглых отверстий со световым диаметром от 11,5 до 36 мм, в которых установлены круглые плоские пластины, прозрачные в дальнем ИК-диапазоне, головной отсек (13) с тепловизионной ГСН, 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 (3) с механизмом задействования (9) с установленными на нем Х-образно четырьмя несущими аэродинамическими поверхностями (крыльями) (7), длина корневой хорды каждой из которых составляет 2,4...3,1 калибра авиабомбы, а размах крыльев составляет 1,9...2,3 калибра авиабомбы, хвостовой отсек с блоком электронной обработки информации (5) и блоком системы управления (6), на котором по Х-образной схеме установлены четыре стабилизатора (10) с длиной корневой хорды каждого стабилизатора 1,85...2,15 калибра авиабомбы, а размах стабилизаторов 2,05...2,35 калибра авиабомбы и с четырьмя биплановыми аэродинамическими рулями (11), высота которых равна 0,35...0,45 калибра, а длина корневой хорды 0,21...0,29 калибра.

Тепловизионная камера ГСН (ТПВ-камера) предлагаемой авиабомбы выполнена на микроболометрической матрице размерности 320×240 элементов, не требующей глубокого охлаждения жидким азотом (77К), что делает ее существенно дешевле. Температурная чувствительность тепловизионной камеры, эквивалентная шуму, соответствует ˜0,1°С, что обеспечивает обнаружение/захват теплоконтрастных целей с температурным контрастом 4...6°С на дальности 6...10 км.

Плоские пластины малого диаметра из селенида цинка, устанавливаемые в металлическом обтекателе, на порядок дешевле сплошного обтекателя из селенида цинка с диаметром 270÷350 мм.

Так как в тепловизионной камере применяется объектив с фокусным расстоянием 50 мм, то перемычки между отверстиями не отображаются на экране самолетного телевизионного индикатора и не затрудняют работу летчика (штурмана) по поиску и захвату целей, что и подтвердил лабораторный эксперимент с ТПВ-камерой и обтекателем сотовой конструкции.

Коэффициент прозрачности подобного обтекателя сотовой конструкции не ниже 0,8...0,85, что обеспечивает захват теплоконтрастных целей на дальности 6...10 км.

Следует заметить, что для сохранения алгоритмов и рабочих программ блока электронной обработки информации (5) выходы тепловизионной ГСН соответствуют штатному телевизионному сигналу (ГОСТ 7845).

Для уменьшения стоимости и сроков разработки предлагаемой авиационной бомбы переходной отсек (2) с тремя инерционными датчиками механизма задействования, отсек полезной нагрузки (3) с механизмом задействования (9), приборный отсек (4) с блоком коммутации и источником электропитания, хвостовой отсек с блоком электронной обработки (5) и блоком системы управления (6), несущими аэродинамическими поверхностями (7), стабилизаторами (10), биплановыми аэродинамическими рулями (11) полностью соответствуют этим же конструктивным элементам авиационной бомбы-прототипа. Для сохранения высоких маневренных свойств авиабомбы-прототипа запас устойчивости предлагаемой авиабомбы не изменен.

Головной отсек предлагаемой авиабомбы (13) с тепловизионной ГСН выполнен в виде цилиндра диаметром, равным калибру авиабомбы, и длиной, равной 0,586 калибра авиабомбы, плавно сопрягающегося с усеченной полусферой, диаметр торцевого сечения которой равен 0,844 калибра авиабомбы.

Выходные электрические информационные сигналы тепловизионного координатора цели полностью соответствуют штатному телевизионному сигналу (ГОСТ 7845), что позволяет сохранить без доработок рабочие программы блока электронной обработки информации (5) авиабомбы-прототипа с телевизионной ГСН.

В предлагаемой авиабомбе в качестве обтекателя выбран составной сферический обтекатель, представляющий собой металлическую полусферу, в которой выполнены сквозные отверстия для оптического материала.

Оптический материал (селенид цинка), прозрачный в дальнем ИК-диапазоне, вставляется в отверстия (соты) в виде круглых плоских пластин относительно малого диаметра.

Малый диаметр пластин определяет простоту оптических заготовок и упрощает обработку пластин для окон (сот) обтекателя.

Проведенные исследования по оптимизации количества и расположения окон на металлической полусфере и их диаметра по критерию наибольшей прозрачности обтекателя предлагаемой авиабомбы позволили выбрать количество отверстий на обтекателе, их расположение и их световой диаметр.

При этом было найдено, что максимальный коэффициент прозрачности обтекателя авиабомбы 0,8...0,85 реализуется, если металлическая полусфера заполняется семью рядами отверстий.

Все отверстия, составляющие ряд, имеют один и тот же световой диаметр и одинаковый угол своей оптической оси по отношению к плоскости торцевого сечения основания обтекателя (к плоскости, перпендикулярной связанной оси Х авиабомбы).

Первый ряд, ближайший к плоскости торцевого сечения обтекателя, включает в себя 18 отверстий со световым диаметром 36 мм. Углы наклона оптических осей каждого отверстия к плоскости торцевого сечения основания обтекателя равны 37°52'.

Второй ряд включает в себя 18 отверстий со световым диаметром 29,5 мм, угол наклона оптических осей каждого отверстия к плоскости торцевого сечения основания обтекателя составляет 50°.

Для 3...7 рядов количество отверстий, их световой диаметр и углы наклона оптических осей к плоскости торцевого сечения основания обтекателя авиабомбы соответственно составляют:

- для 3 ряда - 18 отверстий с диаметром 23 мм, угол наклона 60°;

- для 4 ряда - 18 отверстий с диаметром 17 мм, угол наклона 68°;

- для 5 ряда - 18 отверстий с диаметром 11,5 мм, угол наклона 74°;

- для 6 ряда - 9 отверстий с диаметром 15 мм, угол наклона 79°49';

- для 7 ряда - одно отверстие с диаметром 31,5 мм, угол наклона 90°.

Проведенный эксперимент с обтекателем авиабомбы сотовой конструкции, выполненный на основе оптического материала - селенида цинка в соответствии с данным изображением, подтвердил, что прозрачность обтекателя не ниже 0,8 и перемычки между отверстиями не видны на экране визуального индикатора, на котором отображается тепловизионная картина местности, и не затрудняют оператору обнаружение цели и ее захват.

Предлагаемая высокоточная корректируемая авиабомба круглосуточного боевого применения, стабилизированная по крену, с тепловизионной головкой самонаведения и обтекателем сотовой конструкции работает следующим образом.

При выходе самолета-носителя в район цели поиск тепловизионной цели осуществляется летчиком (штурманом) с помощью тепловизионной ГСН, установленной в отсеке 13, при этом тепловизионная камера (ТПВ) установлена на трехстепенном гиростабилизаторе, имеющие значительные углы прокачки по тангажу и курсу.

Тепловизионная ГСН работает в дальнем ИК-диапазоне 8...14 мкм, что обеспечивает круглосуточную работу в условиях пыли и дыма поля боя.

Обтекатель сотовой конструкции (12) оптически прозрачен при поиске цели: по курсу в пределах ±35°, по тангажу в пределах +30°... минус 57°.

Выходные электрические сигналы тепловизионной ГСН, размещенной в отсеке 13, полностью соответствуют штатному телевизионному сигналу (ГОСТ 7845), что позволяет летчику (штурману) наблюдать тепловизионную картину местности на штатном телевизионном индикаторе самолета-носителя и осуществлять поиск теплоконтрастной цели.

После обнаружения цели летчиком (штурманом), прицеливания и захвата цели тепловизионной ГСН, размещенной в головном отсеке (13), авиабомба сбрасывается с самолета-носителя.

При этом в процессе прицеливания и захвата теплоконтрастной цели летчик (штурман) на самолетном телевизионном индикаторе выбирает точку на местности, куда с высокой точностью должна попасть предлагаемая самонаводящаяся бомба. Выбор этой точки осуществляется с помощью электронного перекрестия, накладываемого летчиком (штурманом) на эту точку. По отпусканию МУПа (механизма управления перекрестием) в блоке электронной обработки информации (5) запоминается текущее изображение местности с целью в качестве эталонного изображения. Это эталонное изображение каждый кадр (40 мс) сравнивается с текущим изображением местности для формирования сигнала ошибки, отработка которого гиростабилизатором и обеспечивает высокую точность самонаведения бомбы.

Наличие запомненного на борту предлагаемой самонаводящейся авиабомбы эталонного изображения цели позволяет обеспечить дальнейший полностью автономный, не зависимый от самолета-носителя полет авиабомбы к цели.

При сокращении дальности до цели и изменении масштабов значимых ориентиров блок электронной обработки информации (5) автоматически перезаписывает текущее изображение цели как эталонное.

Самонаведение авиабомбы на цель в течение 2,5 с после сброса с самолета-носителя не происходит. В этот период блок коммутации, расположенный в отсеке (4), формирует команду, в соответствии с которой сразу же после сброса осуществляется только угловая стабилизация авиабомбы, что обеспечивает безопасность отделения авиабомбы от самолета-носителя и исключает удар авиабомбы по самолету-носителю.

Тепловизионная ГСН в это время продолжает автосопровождать заданную точку.

В процессе дальнейшего полностью автономного полета авиабомбы тепловизионная ГСН осуществляет измерение угловой скорости вращения линии визирования цели, формирование управляющих сигналов на аэродинамические рули (11) авиабомбы с помощью блока системы управления (6).

Высокая маневренность авиабомбы обеспечивается углами атаки (скольжения), создаваемыми аэродинамическими рулями (11), при наличии практически нейтральной устойчивости бомбы, реализуемой при конструктивно-аэродинамической оптимизации бомбы и выборе соответствующей ее центровки.

Близкая к нейтральной устойчивость бомбы обеспечивается рациональным выбором геометрических размеров и места установки несущих аэродинамических поверхностей (7), стабилизаторов (10).

Близкая к нейтральной устойчивость авиабомбы позволяет реализовать значительные перегрузки при рулевых агрегатах малой мощности. Малые шарнирные моменты на аэродинамических рулях обеспечиваются рациональным выбором рулей (11).

Сброс авиабомбы происходит из достаточно широкой зоны сброса, начальные условия которой могут быть отработаны располагаемой перегрузкой авиабомбы, создаваемой, в том числе, и несущими аэродинамическими поверхностями (7).

Значительная зона сброса авиабомбы упрощает тактику ее применения.

Эффективность предлагаемой авиабомбы весьма высока, особенно в части разрушения всевозможных заторов и особо прочных целей.

Донная часть полезной нагрузки авиабомбы (3) выполнена в виде усеченного конуса. Высота и диаметр донной части выбраны так, чтобы обеспечить требуемую прочность полезной нагрузки (3) 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 (3).

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 (3) авиабомбы. Учитывая, что перед полезной нагрузкой стоит только один отсек, кинетическая энергия полезной нагрузки авиабомбы полностью расходуется на пробивание прочных преград. Крепление несущих аэродинамических поверхностей к корпусу авиабомбы выполнено так, что оно разрушается в момент встречи авиабомбы с целью.

Предлагаемая авиабомба применяется при скоростях, изменяющихся в больших пределах. Большой диапазон изменения чисел М предъявляет повышенные 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 авиабомбы является составной частью корпуса изделия, а центр тяжести авиабомбы находится на расстоянии 3,72...4,01 калибра от передней оконечности авиабомбы.

Высокоточная корректируемая авиабомба круглосуточного боевого применения, стабилизированная по крену, с тепловизионной головкой самонаведения и обтекателем сотовой конструкции, содержащая последовательно соединенные головной отсек, переходной отсек, представляющий собой тонкостенную и полую цилиндрическую оболочку длиной, равной 0,95...1,05 калибра авиабомбы, с тремя размещенными в нем инерционными датчиками механизма задействования боевой части, закрепленными на внутренней поверхности его корпуса через 100...140° в поперечной плоскости авиабомбы, отсек боевой нагрузки с механизмом задействования с установленными на нем X-образно четырьмя несущими аэродинамическими поверхностями, длина корневой хорды каждой из которых составляет 2,4...3,1 калибра авиабомбы, а размах несущей поверхности - 1,9...2,3 калибра авиабомбы, хвостовой отсек с блоком электронной обработки информации и блоком системы управления с установленными на нем Х-образно четырьмя стабилизаторами с длиной корневой хорды каждого стабилизатора, равной 1,85...2,15 калибра авиабомбы, размахом - 2,05...2,35 калибра авиабомбы и с четырьмя биплановыми аэродинамическими рулями, высота которых равна 0,35...0,45 калибра авиабомбы, а длина корневой хорды - 0,21...0,29 ее калибра, отличающаяся тем, что головной отсек содержит тепловизионную камеру, установленную на трехосном гиростабилизаторе, и выполнен в виде цилиндра, диаметр которого равен калибру авиабомбы, а длина - 0,586 ее калибра, плавно сопрягающегося с усеченной полусферой, диаметр торцевого сечения которой равен 0,844 калибра авиабомбы, а передняя металлическая сферическая оконечность головного отсека, опирающаяся на торцевое сечение, выполнена радиусом 0,43 калибра авиабомбы и содержит семь рядов круглых отверстий, первый ряд из которых имеет 18 окон со световым диаметром 36 мм, с углом наклона каждой оптической оси отверстия ряда к торцевой плоскости сечения, равным 37°52', второй ряд - 18 окон со световым диаметром 29,5 мм, с углом наклона каждой оптической оси отверстия ряда к торцевой плоскости сечения, равным 50°, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой ряды соответственно - 18, 18, 18, 9 и 1 окно со световым диаметром 23 мм, 17 мм, 11,5 мм, 15 мм и 31,5 мм соответственно, с углом наклона каждой оптической оси отверстия ряда к торцевой плоскости сечения 60°, 68°, 74°, 79°50' и 90° соответственно, при этом в указанные отверстия установлены плоские пластины толщиной 5...8 мм, прозрачные в ПК-диапазоне - 8...14 мкм.