Учебная авиационная бомба с системой инерциально-спутниковой навигации

Изобретение относится к ракетно-артиллерийскому вооружению, в частности к боевым самоходным машинам реактивных систем залпового огня. Учебная авиационная бомба с инерциально-спутниковой системой наведения содержит последовательно состыкованные головной обтекатель, цилиндрический приборный отсек с диаметром, равным диаметру авиабомбы, хвостовой обтекатель, подвесную балку длиной 3,85...3,9 калибра авиабомбы с передним и задним узлами подвески и электрическим разъемом стыковки с самолетом-носителем. Причем головной обтекатель с приемо-вычислительным устройством спутниковой навигационной системы выполнен в виде конуса. Техническим результатом является уменьшение расходов на обучение летного состава ВВС. 2 ил.

 

Изобретение относится к учебным авиационным бомбам и может быть использовано при тренировочных полетах круглосуточно и в сложных метеоусловиях для обучения летчиков (штурманов) методике применения корректируемых авиационных бомб с инерциально-спутниковой системой наведения.

Известны учебные авиационные бомбы, предназначенные для тренировок летчика (штурмана) при применении корректируемых авиационных бомб (КАБ), состоящие из головки самонаведения, корпусно-механической части, приборного отсека и хвостового обтекателя, причем на корпусно-механической части авиабомбы установлены передние и задние узлы подвески авиабомбы к самолету-носителю и электрический разъем системы (см. патенты Франции, патент № 2209450, кл. F42В 25/00, опубликовано 02.08.74 г.)

Известна учебная авиабомба для тренировочных полетов по применению лазерных КАБ в простых и ограниченно сложных метеорологических условиях.

Известная учебная авиационная бомба содержит последовательно состыкованные между собой носовой информационный отсек с оптически прозрачным обтекателем, выполненным в форме полусферической оболочки, приборный отсек, включающий блок бортовой автоматики, хвостовой обтекатель, подвесную балку, на которой размещены передний и задние узлы подвески к самолету-носителю, электрический разъем, носовой и хвостовой хомуты, охватывающие учебную авиационную бомбу. Подвесная балка выполнена длиной 3,85-3,9 калибра авиабомбы. Носовой информационный отсек содержит объектив и матричный приемник отраженного лазерного излучения, установленные на гиростабилизаторе, и электронный блок обработки сигналов и выполнен в виде двух сопрягающихся усеченных конусов с основаниями 0,643 и 1,0 калибра авиабомбы и высотой 0,268 и 1,0 калибра авиабомбы соответственно. Полусферическая оболочка выполнена с радиусом 0,23 и высотой 0,17 калибра авиабомбы. Приборный отсек снабжен бортовым регистрирующим запоминающим устройством и выполнен в виде цилиндра с диаметром, равным калибру авиабомбы, и длиной, равной 1,82...1,83 калибра авиабомбы. Хвостовой обтекатель выполнен в виде конуса с основаниями, равными 1,0 и 0,457 калибра авиабомбы, и высотой 1,147...1,149 калибра авиабомбы, сопряженного со сферической оболочкой, радиус и высота которой равны 0,257 и 0,3 калибра авиабомбы соответственно (см. патент РФ №RU 2267737, бюл. №01, опубликовано 10.01.2006 г., заявка №2004111547/02 от 16.04.2004 г.).

Известна универсальная подвесная комбинированная учебная корректируемая авиабомба, содержащая последовательно состыкованные информационный отсек с преобразователем "излучение-сигнал", установленным на трехосном гиростабилизаторе и включающем три информационных канала: тепловизионный, телевизионный и лазерный, приборный отсек, хвостовой отсек, подвесную балку с передним узлом подвески, задним узлом подвески, электрическим разъемом стыковки КАБ к самолету-носителю, носовым стяжным хомутом, хвостовым стяжным хомутом.

При этом прозрачный обтекатель КАБ выполнен в виде плоской квадратной пластины толщиной 15...20 мм, со стороной квадрата 220...260 мм с закруглениями по краям с радиусом 38...42 мм, изготовленной из селенида цинка, обеспечивающего высокую прозрачность в весьма широком спектральном диапазоне от оптического (0,4...0,74 мкм) до дальнего ИК-диапазона (8...14 мкм).

Квадратная пластина из селенида цинка укреплена в торцевой части носового отсека КАБ, представляющей собой металлическую пластину со стороной квадрата 260...310 мм с закруглениями по краям с радиусом 38...42 мм и смещенную относительно сечения КАБ на 30° вниз.

Сам носовой отсек плавно сопряжен со сферической оконечностью информационного отсека, выполненного длиной, равной 2,07 калибра авиабомбы (см. патент РФ №2229094, бюл. №14, опубликовано 20.05.2004 г., заявка 2003118733/02 от 25.06.2003 г.).

Известна учебная авиабомба с телевизионной головкой самонаведения, содержащая последовательно состыкованные телевизионную головку самонаведения (ТГСН), приборный отсек, хвостовой отсек, балку с передним узлом подвески, задним узлом подвески, электрическим разъемом стыковки КАБ к самолету-носителю, носовым стяжным хомутом, хвостовым стяжным хомутом (см. патент РФ №RU 2093780 от 20.10.97 г., бюл. №29, заявка 95103530/02 от 14.03.95 г.).

ТГСН закреплена не консольно на значительном удалении от узлов подвески, как в штатной КАБ, а с помощью хомутов непосредственно под узлами подвески учебной авиационной бомбы. При этом центр тяжести ТГСН расположен на оси симметрии авиационной бомбы переднего и заднего узлов подвески, что позволяет улучшить эксплуатационные характеристики учебной авиабомбы, существенно увеличив количество взлетов/посадок учебной авиационной бомбы (до нескольких сотен) по сравнению с 10 взлетами/посадками штатной КАБ.

Данная учебная авиационная бомба, выполненная в соответствии с патентом РФ №RU 2093780, выбрана в качестве прототипа.

Телевизионная ГСН входит в состав учебной авиабомбы-прототипа в виде отдельного функционального блока, представляющего собой штатную ТГСН КАБ. Приборный отсек предназначен для размещения блока бортовой автоматики (ББА) и кабельной сети учебной авиационной бомбы. Приборный отсек последовательно состыкован с хвостовым обтекателем учебной АБ. Балка предназначена для подвески последовательно состыкованных ТГСН, приборного отсека и хвостового обтекателя на держатель самолета-носителя. На балке установлены передний и задний узлы подвески. На балке установлен также электрический разъем, обеспечивающий электрическую связь учебной авиационной бомбы с самолетом-носителем. На балке крепятся два стяжных хомута (носовой и хвостовой). С их помощью к балке крепятся последовательно соединенные ТГСН, приборный отсек и хвостовой обтекатель. При этом центр тяжести телевизионной головки самонаведения расположен на плоскости симметрии переднего и заднего узлов подвески, причем обтекатель телевизионной головки самонаведения выполнен оптически прозрачным в форме полусферической оболочки диаметром, равным 0,85...0,87 калибра учебной авиабомбы, и плавно сопряжен с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя в плоскости, отстоящей от передней оконечности учебной авиабомбы на расстоянии 0,21...0,22 калибра, хвостовой обтекатель выполнен длиной 0,78...0,82 калибра учебной авиабомбы, имеет оживальную форму и диаметр торцевой части, равный 0,2...0,24 калибра учебной авиабомбы, подвесная балка выполнена длиной 3,85...3,9 калибра, а длина подвешенной части 4,45...4,8 калибра учебной авиабомбы.

Учебная авиационная бомба-прототип, обеспечивая количество взлетов/посадок до нескольких сотен, позволяет осуществлять тренировку летчиков (штурманов) по применению КАБ с телевизионными головками самонаведения только при внешней освещенности более 50 лк (днем и в сумерках) в простых и ограниченно-сложных метеоусловиях.

Однако учебная авиационная бомба-прототип не позволяет обеспечить обучение экипажей самолетов фронтовой авиации по применению перспективных круглосуточных всепогодных авиационных бомб с инерциально-спутниковыми системами наведения.

Поставленный технический результат заключается в том, что с помощью предлагаемой учебной бомбы реализуется вся процедура подготовки на летящем самолете-носителе штатной КАБ с инерциально-спутниковой системой наведения.

Экипаж самолета-носителя в процессе учебных полетов проверяет готовность систем КАБ к сбросу, задает исходную информацию о цели в КАБ, выставляет инерциальную навигационную систему, проверяет вхождение прибора спутниковой навигации в связь с выбранной орбитальной группировкой спутников. Кроме того, с помощью предлагаемой учебной КАБ может быть реализован дополнительный технический результат, заключающийся в том, что предлагаемая учебная КАБ позволяет самолету-носителю обеспечить полную имитацию сброса штатной КАБ с инерциально-спутниковой системой наведения и ее полет в режиме навигации. При подобной имитации возможна оценка точности попадания КАБ, обеспечиваемой инерциально-спутниковой системой наведения.

Следует учесть, что точность попадания КАБ - это статистический параметр, определяемый по достаточно большому числу натурных испытаний.

Подобная статистическая оценка при реальных натурных экспериментах требует расхода значительного количества КАБ, что приводит к большим финансовым затратам.

Предложенная учебная КАБ с инерциально-спутниковой системой наведения позволяет выполнить статистическую оценку точности попадания без сбросов КАБ, что дает существенное уменьшение стоимости натурных испытаний КАБ данного класса.

На фиг.1 изображен общий вид учебной авиационной бомбы-прототипа.

На фиг.2 изображен общий вид предлагаемой учебной авиабомбы с инерциально-спутниковой системой наведения.

Телевизионная ГСН 1 входит в состав учебной авиабомбы-прототипа (см. фиг.1) в виде отдельного функционального блока, представляющего собой штатную ТГСН КАБ. Приборный отсек 2 предназначен для размещения блока бортовой автоматики учебной авиационной бомбы и ее кабельной сети. Приборный отсек 2 последовательно состыкован с хвостовым обтекателем 3. Балка 4 предназначена для подвески последовательно состыкованных ТГСН 1, приборного отсека 2 и хвостового обтекателя 3 на держатель самолета-носителя. На балке 4 установлены передний и задний узлы подвески 5, 6. На балке 4 установлен также электрический разъем 7, обеспечивающий электрическую связь учебной авиационной бомбы с самолетом-носителем. На балке 4 крепятся два стяжных хомута (носовой 8 и хвостовой 9). С их помощью к балке 4 крепятся последовательно соединенные ТГСН 1, приборный отсек 2 и хвостовой обтекатель 3. При этом центр тяжести телевизионной головки самонаведения расположен на плоскости симметрии переднего и заднего узлов подвески, причем обтекатель телевизионной головки самонаведения выполнен оптически прозрачным в форме полусферической оболочки диаметром, равным 0,85...0,87 калибра учебной авиабомбы, и плавно сопряжен с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя в плоскости, отстоящей от передней оконечности учебной авиабомбы на расстоянии 0,21...0,22 калибра, хвостовой обтекатель выполнен длиной 0,78...0,82 калибра учебной авиабомбы, имеет оживальную форму и диаметр торцевой части, равный 0,2...0,24 калибра учебной авиабомбы, подвесная балка 4 выполнена длиной 3,85...3,9 калибра, а длина подвешенной части 4,45...4,8 калибра учебной авиабомбы.

Учебная авиационная бомба-прототип с ТГСН содержит последовательно состыкованные ТГСН 1, приборный отсек 2, хвостовой обтекатель 3, балку 4 с передним узлом подвески 5, задним узлом подвески 6, электрическим разъемом стыковки КАБ к самолету-носителю 7, носовым стяжным хомутом 8, хвостовым стяжным хомутом 9.

Процесс обучения экипажа боевому применению КАБ с ТГСН заключается в отработке следующей последовательности действий:

- вывод самолета-носителя в зону цели;

- захват цели прицельно-навигационным комплексом самолета (ПРНК);

- отображение телевизионного изображения цели от ПРНК на экран телевизионного индикатора (ИТ) самолета-носителя;

- переход на отображение телевизионного изображения цели на экран ИТ от ТГСН КАБ;

- доприцеливание с помощью органов ПРНК самолета-носителя по телевизионному изображению местности от ТГСН;

- перевод ТГСН в режим захвата выбранной цели.

ТГСН 1 входит в состав учебной корректируемой бомбы в виде отдельного функционального блока, представляющего собой штатную ТГСН КАБ. Приборный отсек 2 предназначен для размещения блока бортовой автоматики учебной КАБ и кабельной сети КАБ. Приборный отсек 2 последовательно состыкован с хвостовым обтекателем 3 учебной КАБ. Балка 4 предназначена для подвески последовательно состыкованных ТГСН 1, приборного отсека 2 и хвостового обтекателя 3 на держатель самолета-носителя. На балке 4 установлены передний и задний узлы подвески 5, 6. На балке 4 установлен также электрический разъем 7, обеспечивающий электрическую связь КАБ с самолетом-носителем. На балке 4 крепятся два стяжных хомута (носовой 8 и хвостовой 9). С их помощью к балке 4 крепятся последовательно соединенные ТГСН 1, приборный отсек 2 и хвостовой обтекатель 3. При этом центр тяжести телевизионной головки самонаведения расположен на плоскости симметрии переднего и заднего узлов подвески, причем обтекатель телевизионной головки самонаведения выполнен оптически прозрачным в форме полусферической оболочки диаметром, равным 0,85...0,87 калибра учебной авиабомбы, и плавно сопряжен с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя в плоскости, отстоящей от передней оконечности учебной авиабомбы на расстоянии 0,21...0,22 калибра, хвостовой обтекатель выполнен длиной 0,78...0,82 калибра авиабомбы, имеет оживальную форму и диаметр торцевой части, равный 0,2...0,24 калибра авиабомбы, дополнительная балка выполнена длиной 3,85...,9 калибра, а длина подвешенной части 4,45...4,8 калибра авиабомбы.

ТГСН закреплена не консольно на значительном удалении от узлов подвески КАБ, а с помощью хомутов непосредственно под узлами подвески 5, 6 учебной КАБ. При этом центр тяжести ТГСН 1 расположен на оси симметрии переднего и заднего узлов подвески 5, 6 КАБ, что позволяет улучшить эксплуатационные характеристики учебной авиабомбы.

Узлы подвески КАБ 5, 6 и электрический разъем стыковки авиабомбы 7 установлены на блоке 4 на расстояниях, соответствующих штатной подвеске КАБ.

Устройство учебной авиабомбы-прототипа позволяет уменьшить динамические и вибрационные нагрузки на ТГСН 1, что увеличивает срок ее службы до нескольких сотен взлетов-посадок.

Авиационная бомба-прототип, обеспечивая обучение летного состава боевому применению КАБ с телевизионными ГСН, не позволяет обучать летный состав процессу подготовки и сброса КАБ с наиболее перспективными круглосуточными и всепогодными КАБ с инерциально-спутниковыми системами наведения.

Технической целью изобретения является создание малогабаритной учебной КАБ, обеспечивающей полную имитацию подготовки к боевому применению авиабомбы с инерциально-спутниковой системой наведения. Эта подготовка включает в себя:

- проверку работоспособности всех систем КАБ;

- задание координат поражаемой цели;

- выставку инерциальной навигационной системы;

- вхождение в связь со спутниковой орбитальной группировкой для корректировки инерциальной навигационной системы.

Кроме того, существенным техническим результатом, получаемым при внедрении предлагаемого изобретения, является возможность получения полной имитации отделения КАБ с инерциально-спутниковой системой наведения, управляемого полета КАБ в режиме навигации и статистическая оценка точности наведения КАБ с инерциально-спутниковой системой.

Это достигается тем, что во время одного вылета самолета-носителя возможно 6...7 учебных имитаций боевого применения КАБ с инерциально-спутниковой системой наведения.

Предлагаемое изобретение существенно сокращает расходы при обучении летного состава, при отработках КАБ и статистической оценке точности режима навигации.

Предлагаемая учебная бомба содержит также систему управления штатных КАБ с инерциально-спутниковой системой наведения. В процессе имитации наведения авиабомбы на цель полностью записываются на запоминающее устройство, также установленное в предлагаемой учебной авиабомбе, все сигналы, формируемые системой управления КАБ. Это полностью позволяет осуществить в том числе и отработку системы управления штатной КАБ без ее сброса.

Следует заметить, что масса предлагаемой учебной авиабомбы не более 80 кг, что по существующим в авиации правилам безопасности полетов позволяет не сбрасывать подвеску при аварийной посадке самолета-носителя. Штатные авиабомбы с массой 500 кг, 1500 кг должны быть при аварийной посадке сброшены.

Предлагаемая в изобретении учебная авиационная бомба с инерциально-спутниковой системой навигации содержит (фиг.2): последовательно состыкованные головной обтекатель 10 с приемо-вычислительным устройством (ПВУ) спутниковой навигационной системы, приборный отсек 2 с бесплатформенной инерциальной навигационной системой БИНС, блоком высотомера, антенной высотомера 11, блоком управления и стабилизации, блоком бортовой автоматики (ББА), хвостовой обтекатель 3 с запоминающим устройством бортовой телеметрической системы, балку 4 с передним узлом подвески 5, задним узлом подвески 6, электрическим разъемом стыковки КАБ с самолетом-носителем 7, высокочастотным разъемом связи приемо-вычислительного устройства спутниковой навигационной системы с носителем 12, носовым стяжным хомутом 8, хвостовым стяжным хомутом 9.

При этом головной обтекатель 10 выполнен в виде конуса с диаметром основания, равным 0,743 калибра авиабомбы и высотой 1,026 калибра авиабомбы, сопряженного с усеченным конусом, диаметр основания которого равен калибру учебной авиабомбы, а высота равна 0,671 калибра авиабомбы. Приборный отсек 2 выполнен в виде цилиндра с диаметром, равным калибру учебной авиабомбы, и длиной, равной 2,409 калибра авиабомбы. Антенна радиовысотомера авиабомбы 11 расположена на расстоянии 2,837 калибра авиабомбы от ее передней оконечности и выполнена в виде круга с диаметром 0,423 калибра авиабомбы. Хвостовой обтекатель учебной авиабомбы 3 выполнен в виде усеченного конуса высотой 1,149 калибра авиабомбы, сопряженного со стороны основания конуса с приборным отсеком 2 с диаметром сечения конуса при вершине, равным 0,457 калибра авиабомбы, сопряженного со стороны сечения при вершине со сферическим сегментом высотой 0,2 калибра авиабомбы и с радиусом сферы 0,286 калибра авиабомбы.

Общая длина учебной авиабомбы составляет 5,377 калибра авиабомбы. Подвесная балка 4, передний 5 и задний 6 узлы подвески полностью совпадают с подвесной балкой и узлами подвеса учебной авиабомбы-прототипа.

На расстоянии 0,851 калибра учебной авиабомбы от передней оконечности подвесной балки 4 размещен высокочастотный разъем связи 12 с носителем.

Предлагаемая в изобретении учебная авиационная бомба с системой инерциально-спутниковой навигации работает следующим образом.

Имитация боевого применения КАБ с системой инерциально-спутниковой навигации может осуществляться круглосуточно и при любой погоде.

После подачи на предлагаемую учебную авиабомбу электропитания от самолета-носителя блок бесплатформенной информационной навигационной системы (БИНС), находящийся в приборном отсеке 2, осуществляет проверку взаимодействия с ПВУ, проводит выставку инерциальной системы, после чего может принимать от прицельно-навигационного комплекса (ПРНК) самолета-носителя информацию о координатах цели.

Процесс имитации боевой работы может осуществляться как по целям с заранее известными координатами, так и по целям, оперативно обнаруживаемым с помощью локатора в процессе полета самолета-носителя.

При этом информация о координатах оперативно обнаруженной цели формируется в ПРНК самолета-носителя и вводится в вычислитель БИНС учебной авиабомбы, установленный в приборном отсеке 2, по информационным каналам связи "носитель-авиабомба".

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

После подачи электропитания на предлагаемую учебную авиационную бомбу на приемо-вычислительное устройство (ПВУ) глобальной спутниковой навигации, расположенное в головном обтекателе 10 предлагаемой учебной авиабомбы, начинают поступать через высокочастотный разъем связи с самолетом-носителем 12, установленным на балке 4, сигналы от навигационных спутников глобальных навигационных систем "ГЛОНАСС" (РФ) и GPS ("НАВСТАР") (США).

При этом для приема информационных сигналов от спутников используется антенна самолета-носителя.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Для вычисления трех координат (положение в плане и высота) 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 Δt, 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, в нашем случае авиабомбой, 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 (авиабомбы) 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 (авиабомбе) в своем радиосигнале. Одновременно спутники сообщают потребителю (авиабомбе) 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 военных объектов с максимальными погрешностями определения координат: 18 м в плане и 20...25 м по высоте.

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

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

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

Учитывая, что высота в глобальной спутниковой навигации определяется с наименьшей точностью (по сравнению с плановыми координатами), в корректируемых авиационных бомбах (КАБ) с системами инерциально-спутниковой навигации для измерения текущей высоты полета устанавливается радиовысотомер.

Радиовысотомер в предлагаемой учебной авиационной бомбе установлен в приборном отсеке 2.

Антенна радиовысотомера 11 также установлена в плоскости симметрии учебной авиабомбы на ее нижней поверхности.

Радиовысотомер (РВ) с антенной 11 предназначен для циклического измерения высоты полета и выдачи информации о текущей истинной высоте полета КАБ (учебной авиационной бомбы).

Радиовысотомер и его антенна 11 работают в режимах дежурного питания, встроенного контроля и измерения высоты. Измерение высоты осуществляется по команде "запрос высоты" от БИНС.

Предлагаемая учебная авиационная бомба полностью имитирует работу системы бортового управления штатной КАБ с системой инерциально-спутниковой навигации, так как в свой состав включает БИНС и блок управления и стабилизации (БУС), установленные в приборном отсеке 2.

При этом работа БИНС интегрирована с работой приемника спутниковой навигационной системы, установленного в головном обтекателе 10.

Приборная реализация БИНС облегчается выдающимся прогрессом микровычислительных средств и прогрессом в программном обеспечении. У БИНС практически отсутствует шумовая составляющая ошибки. Имеющиеся систематические ошибки нарастают на длинных временных интервалах. Нарастающие систематические ошибки БИНС могут быть скорректированы прибором спутниковой радионавигации (ПСН).

У аппаратуры ПСН низкая систематическая ошибка, но значительная шумовая составляющая, что обусловлено значительной дальностью до навигационных спутников орбитальной группировки (20000 км).

БИНС и ПСН удачно дополняют друг друга, позволяя реализовать малогабаритные, дешевые системы наведения КАБ с приемлемой точностью. Интегрирование миниатюрного приемника спутниковой навигации с БИНС дает уникальную навигационную систему, не имеющую аналогов по стоимости, массогабаритным характеристикам и точности.

В процессе работы БИНС ею формируются сигналы управления, вычисленные в соответствии с алгоритмами определения параметров ориентации инерциальной навигационной системы, алгоритм начальной выставки инерциальной навигационной системы и алгоритм комплексирования инерциальной и спутниковой навигационной системы.

Приемовычислитель (ПВУ) приемника спутниковой навигации, установленный в головном обтекателе 10, используя радиосигналы от навигационных спутников систем "ГЛОНАСС" и "НАВСТАР", обеспечивает автоматическое непрерывное в реальном масштабе времени определение и выдачу в БИНС трех координат местоположения учебной КАБ и трех составляющих вектора скорости полета, а также информацию о точности измеряемых параметров от количества отслеживаемых навигационных спутников.

Для обеспечения минимального времени первого отсчета ПВУ получает от БИНС исходные данные (дату, время и координаты местоположения КАБ).

Работа приемника спутниковой навигации (ПСН) осуществляется только от антенно-фидерного устройства (АФУ) носителя через высокочастотный разъем связи с носителем 12.

Блок бортовой автоматики (ББА), установленный в приборном отсеке 2, обеспечивает формирование разовых сигналов и команд, необходимых при работе бортового комплекса учебной КАБ.

Блок управления и стабилизации в штатной КАБ формирует сигналы на рулевые машинки КАБ, обеспечивая ее управляемый полет и высокоточное наведение на цель.

В предлагаемой учебной КАБ этот блок установлен для его отработки в натурных условиях полета и оценки работоспособности всего бортового комплекса КАБ.

Оценка точности работы системы инерциально-спутниковой навигации выполняется после испытательного полета по информации, записанной аппаратурой регистрации, размещенной в хвостовом отсеке 3, и сравнения ее с параметрами полета самолета-носителя, полученными аппаратурой внешнетраекторных измерений.

Аппаратура регистрации состоит из телеметрической станции и запоминающего устройства. Телеметрическая станция обеспечивает преобразование телеметрических сигналов различного типа в единую цифровую форму, формирование единого информационного сигнала и передачу сформированного сигнала на запоминающее устройство.

Запоминающее устройство предназначено для записи и хранения телеметрической информации. Последующая расшифровка и обработка записанной информации производится после выполнения испытательного полета.

Таким образом, при проведении учебных или испытательных полетов с предлагаемой учебной авиационной бомбой с системой инерциально-спутниковой навигации осуществляется следующая последовательность действий.

Предлагаемая учебная авиабомба подвешивается под самолет-носитель на штатный держатель КАБ. При этом используются передний и задний узлы подвески 5, 6. Стыкуются электрический разъем бортового соединителя КАБ 7 и высокочастотный разъем связки с самолетом-носителем 12, установленные так же, как и узлы подвески 5, 6 на балке предлагаемой учебной авиабомбы 4.

После включения электропитания самолетных систем +27 В без каких-либо дополнительных команд на предлагаемую учебную КАБ задействуются все блоки КАБ:

- бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС), установленная в приборном отсеке 2;

- приемо-вычислительное устройство глобальной спутниковой навигации, установленное в головном обтекателе 10;

- блок высотомера и антенна высотомера 11, установленные в приборном отсеке 2;

- блок бортовой автоматики (ББА), установленный в приборном отсеке 2;

- блок управления и стабилизации (БУС), установленный в приборном отсеке 2;

- телеметрическая станция и запоминающее устройство, размещенные в хвостовом обтекателе 3.

При этом приемо-вычислительное устройство глобальной спутниковой навигации принимает высокочастотные навигационные сигналы от орбитальной группировки спутников с помощью антенны самолета-носителя через высокочастотный разъем связи с самолетом-носителем 12.

По включению самолетного электропитания +27 В во всех блоках учебной КАБ начинается встроенный самоконтроль исправности аппаратуры.

Процесс самоконтроля длится 8-10 сек, после чего все блоки КАБ формируют в блок бортовой автоматики команды "Исправность". Блок ББА формирует на самолет-носитель общую команду "Исправность КАБ"

После принятия исходных данных блок ПВУ в зависимости от состояния альманаха начинает 3-х или 10-минутную подготовку для решения навигационной задачи.

После вхождения в связь с выбранной орбитальной группировкой блок ПВУ переходит в режим решения навигационной задачи. С получением навигационного определения выдает сигнал для БИНС "Данные готовы".

Одновременно через 15 сек от момента подачи электропитания +27 В включается режим выставки БИНС по информации, поступающей от самолета-носителя. Время выставки БИНС не превышает 2 мин. После завершения выставки БИНС, получения сигнала "Данные готовы" блок БИНС, установленный в приборном отсеке 2, формирует для самолета-носителя сигнал "Захват".

Телеметрическая станция и запоминающее устройство, установленные в хвостовом обтекателе 3, начинают запись информации, поступающей от всех блоков КАБ по включению электропитания самолетных систем +27 В.

Штурман (на самолетах типа СУ), летчик (на самолетах типа МиГ) задают в КАБ координаты цели.

При входе самолета-носителя в зону сброса ПРНК самолета-носителя формирует команду "Подготовка", по которой ББА формирует сигнал "СГ" (сигнал готовности КАБ к использованию) и через 2,5 сек команду "Сход". По этой команде учебная КАБ не сбрасывается, но все блоки предлагаемой КАБ начинают выполнять циклограмму штатной работы.

Имитируется сброс управляемого изделия. Осуществляется режим автономной навигации по командам от БИНС, который корректируется блоком ПВУ.

Телеметрическая станция и запоминающее устройство фиксируют всю информацию, получаемую от всех блоков учебной КАБ.

Время "автономного полета" предлагаемой учебной КАБ может быть не менее 400 сек.

При этом самолет-носитель может имитировать возможные траектории штатной КАБ с системой инерциально-спутниковой навигации. В одном полете самолета-носителя может быть выполнена имитация 6...7 боевых работ штатной КАБ.

После посадки самолета-носителя снимается информация с запоминающего устройства и анализируется работа инерциально-спутниковой системы навигации штатной КАБ.

Предложенная учебная авиабомба с системой инерциально-спутниковой навигации позволяет обеспечить круглосуточную тренировку летного состава фронтовой авиации по применению перспективных высокоточных КАБ в простых и сложных метеоусловиях.

Данная учебная КАБ экономична, так как срок ее эксплуатации соответствует нескольким сотням взлетов-посадок.

Предложенная учебная авиабомба обладает массой примерно 85 кг, не сбрасывается даже при аварийной посадке самолета-носителя и позволяет увеличить допустимое время работы самолета-носителя с учебной бомбой, что также существенно.

Изобретение позволяет существенно сократить расходы на обучение летного состава ВВС по применению высокоточных корректируемых авиабомб, а также расходы при отработке КАБ с системами инерциально-спутниковой навигации.

Изобретение позволяет уменьшить количество сбросов КАБ для статистической оценки их точности, что резко уменьшает стоимость этих испытаний.

Учебная авиационная бомба с инерциально-спутниковой системой наведения, содержащая последовательно состыкованные головной обтекатель, цилиндрический приборный отсек с диаметром, равным диаметру авиабомбы, хвостовой обтекатель, подвесную балку длиной 3,85...3,9 калибра авиабомбы с передним и задним узлами подвески и электрическим разъемом стыковки с самолетом-носителем, отличающаяся тем, что головной обтекатель с приемовычислительным устройством спутниковой навигационной системы выполнен в виде конуса с диаметром основания, равным 0,743 калибра авиабомбы, сопряженного с усеченным конусом, диаметр основания которого равен калибру авиабомбы, а высота 0,671 калибра авиабомбы, приборный отсек бесплатформенной инерциальной навигационной системой, блоком радиовысотомера, антенной радиовысотомера, блоком управления и стабилизации выполнен диаметром 0,457 и 2,409 калибра авиабомбы, при этом антенна радиовысотомера расположена на расстоянии 2,837 калибра авиабомбы от ее передней оконечности снизу в плоскости симметрии авиабомбы и выполнена в виде круга диаметром 0,423 калибра авиабомбы, а хвостовой обтекатель с бортовой телеметрической станцией и запоминающим устройством выполнен в виде усеченного конуса высотой 1,149 калибра авиабомбы, сопряженного со стороны основания конуса с приборным отсеком, а со стороны вершины сферическим сегментом высотой 0,2 калибра авиабомбы и с радиусом сферы 0,286 калибра авиабомбы, при этом диаметр сечения упомянутого конуса при вершине равен 0,457 калибра авиабомбы, а на расстоянии 0,851 калибра учебной авиабомбы от передней оконечности подвесной балки размещен высокочастотный разъем связи с носителем.