Авиационная бомба, стабилизированная по крену, с инерциально-спутниковой системой наведения

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к самонаводящимся авиабомбам, в авиационной бомбе применена антенна со следящим приводом для обеспечения оптимального режима работы аппаратуры спутниковой навигации со следящей антенной, диаграмма направленности которой ориентирована «в зенит» при всех траекторных эволюциях авиабомбы, когда угол тангажа изменяется от 0° до минус 90°. Это позволяет осуществить наведение авиабомбы на цель в условиях даже крутых траекторий и одной и той же выбранной группировкой спутников. Конструктивно аэродинамическая компоновка авиабомбы выполнена так, что в ней реализуется малая статическая устойчивость, что позволяет маломощным рулевым машинкам с аэродинамическими рулями небольшой площади отклонять авиабомбу на значительные углы атаки и обеспечивать тем самым высокую маневренность авиабомбы. Система наведения авиабомбы формирует крутые попадающие траектории, что позволяет реализовать высокую точность и результирующую эффективность авиабомбы. Наличие антенны дифференциальных поправок позволяет обеспечить результирующую точность 3...5 м. 3 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки с самолета-носителя на землю боевой нагрузки для уничтожения при проведении боевых действий объектов боевой техники, самолетов на открытых стоянках и в обвалованиях, оборонительных сооружений, пунктов управления.

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

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

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

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

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

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

Существенным недостатком авиационных бомб с телевизионными координатами цели (телевизионными головками самонаведения, ТВ ГСН) является отсутствие круглосуточности и всепогодности авиационных бомб с ТВ ГСН. Для обеспечения самонаведения авиационных бомб с ТВ ГСН необходима внешняя освещенность не менее 1...10 люкс (глубокие сумерки).

ТВ ГСН не являются всепогодными информационными приборами. При метеорологической дальности видимости (МДВ) менее 3 км боевое применение авиационных бомб с ТВ ГСН невозможно.

Известна самонаводящаяся бомба, стабилизированная по крену, с инерциально-спутниковой системой навигации (Патент РФ, RU 2247314 С1, заявка 2003123742/02 от 01.08.2003 г., опубликовано 27.02.2005 г., Бюл. №6).

В данной самонаводящейся авиационной бомбе, стабилизированной по крену, устанавливаются по бокам авиабомбы две антенны глобальной спутниковой связи и одна снизу для приема информации от наземной станции дифференциальных поправок, а также аппаратура глобальной спутниковой и инерциальной навигации.

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 высоты) потребителю необходимы три независимых уравнения, т.е. нужно определить три дальности по трем опорным знакам, которыми являются навигационные спутники системы.

В подобной дальномерной системе местоопределения расхождение шкал системного времени орбитальной группировки спутников и шкалы времени потребителя Δt образует погрешность в определении дальностей до спутников, равную cΔt, где с - скорость света.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с аппаратурой спутниковой и инерциальной навигации, выполненная в соответствии с патентом РФ №2247314, обеспечивает сверхвысокую точность 3...5 м только при наличии станции дифференциальной привязки (опорной широкозонной наземной станции с точно известными координатами) круглосуточно и при любой погоде.

Одновременно авиационная бомба, выполненная по патенту РФ №2247314, обладает наиболее перспективной инерциально-спутниковой системой наведения авиабомбы на цель. Учитывая наметившийся прогресс в создании микромеханических акселерометров и гироскопов на кремневой основе, обладающих сверхмалыми габаритами, электропотреблением и стоимостью, бесплатформенных навигационных систем, малогабаритных приборов спутниковой навигации, в данной авиационной бомбе аккумулированы высокотехнологические достижения в области систем самонаведения КАБ и наиболее оптимальные конструктивно-аэродинамические решения, полученные ОАО «ГНПП «Регион» за последний период. Поэтому авиабомба, выполненная в соответствии с патентом РФ №2247314, выбрана в качестве прототипа.

В процессе автономного самонаведения на цель корректируемая авиационная бомба (КАБ) при сбросе из достаточно широкой зоны начальных условий может изменить свой угол тангажа от 0° при горизонтальном полете в момент сброса с самолета-носителя до 90° при подходе к цели.

Для исключения влияния изменения угла тангажа авиабомбы на работу приборов спутниковой навигации (ПСН) в авиабомбе-прототипе используются две антенны, расположенные на боковых сторонах авиабомбы.

Это позволяет сохранять направление диаграммы направленности спутниковых антенн в процессе всего автономного полета КАБ прототипа при всех возможных при самонаведении КАБ углах тангажа от 0° до 90°.

При этом не обеспечивается оптимальный с точки зрения точности режим ПСН, при котором антенная система должна «смотреть» в зенит и сохранять это положение в процессе всего автономного полета КАБ.

Только тогда навигацию КАБ обеспечивает одна и та же выбранная спутниковая группировка, что существенно для точности навигации.

В том случае, если антенны ПСН стоят по бокам КАБ, возможна при существенном изменении тангажа КАБ работа ПСН в условиях изменения состава выбранных спутников для навигации, что может ухудшить точность попадания авиабомбы в цель.

Кроме того, боковое расположение антенн ПСН нежелательно с точки зрения повышения помехоустойчивости ПСН. Даже маломощная организованная помеха в районе цели может привести к отказу ПСН, и дальнейшее самонаведение на цель будет осуществляться только с помощью инерциальной системы навигации, что может ухудшить точность авиабомбы.

Наличие двух приемников у авиабомбы-прототипа приводит к усложнению ПСН и увеличению его стоимости.

Для устранения отмеченных в авиабомбе-прототипе недостатков в предлагаемом изобретении вместо двух боковых антенн спутниковой навигации устанавливается на хвостовом отсеке авиабомбы одна спутниковая антенна, положение которой в тангажной плоскости определяется электромеханической стабилизацией.

При этом информацию об угле рассогласования между направлением в зенит и положением антенны для корректирующего мотора вырабатывает инерциальная система КАБ.

Если спутниковая антенна ориентирована «в зенит», то сигнал ошибки отсутствует.

Если спутниковая антенна изменила свое положение в угломестной плоскости, то инерциальная система КАБ формирует сигнал ошибки для корректирующего мотора, который и ориентирует спутниковую антенну «в зенит».

В соответствии с изобретением все вышеперечисленные недостатки авиабомбы-прототипа устраняются.

Антенна ПСН при любой ориентации КАБ, изменяющейся в угломестной плоскости от 0° до 90°, «смотрит» в зенит, что обеспечивает оптимальную с точки зрения точности работу ПСН.

Ориентация антенны в зенит существенно повышает помехоустойчивость самонаведения КАБ, так как искусственная помеха с земли не воспринимается антенной ПСН.

Кроме того, существенно упрощается аппаратура ПСН, так как исключается второй приемник ПСН. Одновременно уменьшается и стоимость аппаратуры ПСН.

Вышеизложенное иллюстрируется чертежами, представленными на фиг.1, 2, 3.

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

На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой авиационной бомбы, стабилизированной по крену, с инерциально-спутниковой системой наведения.

На фиг.3 представлен общий вид антенны со следящим приводом.

Самонаводящаяся авиационная бомба-прототип, стабилизированная по крену с аппаратурой спутниковой и инерциальной навигации, выполненная в соответствии с патентом РФ №2247314, содержит (см. фиг.1) последовательно соединенные головной отсек (1), выполненный в виде конуса высотой, равной 0,9 калибра авиабомбы, и диаметром основания, равным 0,65 калибра авиабомбы, с блоком чувствительных элементов (двумя свободными гироскопами, каналы У и Z, и тремя акселерометрами, каналы X, У, Z), носовой стыковочный отсек (2), выполненный в виде усеченного конуса с диаметром оснований 0,65 и 0,85 калибра авиабомбы и высотой, равной 0,5 калибра авиабомбы, с блоком приемовычислительного устройства, блоком дифференциальных поправок, с четырьмя дестабилизаторами (3), расположенными по Х-образной схеме и имеющими жесткие размеры (они не раскрываются и не имеют выдвижных перьев), длина нижней кромки дестабилизатора - 0,5 калибра авиабомбы, длина верхней кромки дестабилизатора составляет 0,385 калибра авиабомбы, угол стреловидности дестабилизатора составляет 33°; переходный отсек (4) с блоком траекторного управления наведением, двумя антеннами глобальной спутниковой радионавигаци (5), приемной антенной дифференциальных поправок (6), выполненный в виде тонкостенного цилиндра с диаметром, равным калибру авиабомбы, и длиной 1,123 калибра авиабомбы, сопряженный с усеченным конусом, высота которого составляет 0,413 калибра авиабомбы, а диаметр сопряжения с носовым стыковочным отсеком (2) составляет 0,85 калибра авиабомбы, с двумя антеннами глобальной спутниковой навигации (5), выполненными в виде прямоугольных пластин с длиной 0,3 и шириной 0,2 калибра авиабомбы и расположенными симметрично по бокам авиабомбы на расстоянии, равном 1,9 калибра авиабомбы, от головной оконечности авиабомбы и одной антенной дифференциальных поправок (6) длиной 0,76 калибра авиабомбы и высотой 0,325 калибра авиабомбы, расположенной снизу в плоскости симметрии авиабомбы на расстоянии 2,175 калибра авиабомбы от ее головной оконечности.

Переходный отсек (4) сопряжен с отсеком боевой нагрузки (7).

Отсек боевой нагрузки представляет собой цилиндр длиной 3,57 калибра авиабомбы и являющийся конструктивной частью авиабомбы.

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

Взрыватель (8) обеспечивает срабатывание боевой нагрузки при встрече с преградой.

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

Корпус отсека боевой нагрузки (7), как силовое звено авиабомбы, объединяет головной и хвостовой отсеки авиабомбы.

Длина хвостового отсека (9) составляет от 1,95 до 2,05 калибра авиабомбы.

В хвостовом отсеке (9) размещается аппаратура системы управления, система электропитания авиабомбы (турбогенераторный источник питания, ТТИП) и четыре газовые рулевые машинки.

Хвостовой отсек (9) выполнен в виде цилиндра диаметром от 0,85 до 0,93 калибра авиабомбы.

На хвостовом отсеке по Х-образной схеме установлены четыре стабилизатора (10), длина корневой хорды которых составляет от 1,4 до 1,5 калибра, высота от 0,6 до 0,65 калибра, длина концевой хорды от 0,8 до 0,9 калибра, а угол стреловидности стабилизаторов равен от 40° до 50°.

Конструкция корпуса хвостового отсека (9) представляет собой тонкостенный цилиндр, выполненный из алюминиевого сплава. В передней части этого цилиндра имеется фланец, являющийся стыковочным элементом отсека с отсеком боевой нагрузки (7).

Хвостовой отсек авиабомбы (9) имеет люки, обеспечивающие доступ для установки взрывателя, регулировки блока управления, подстыковки контрольного разъема при наземных проверках авиабомбы.

Ось вращения аэродинамических рулей (11) расположена на расстоянии от 0,09 до 0,11 калибра авиабомбы от передней кромки руля. Хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей (11) составляет от 0,32 до 0,36 калибра авиабомбы, высота от 0,6 до 0,65 калибра авиабомбы.

Самонаводящаяся авиационная бомба-прототип работает следующим образом.

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

Атака цели может осуществляться круглосуточно и при любой погоде. После подачи на авиационную бомбу электропитания от самолета-носителя в блок управления наведением авиабомбы, находящийся в переходном отсеке (4), вводится информация о координатах цели. В процессе совместного полета с самолетом-носителем практически вплоть до сброса на борт авиабомбы в приемовычислительное устройство, расположенное в носовом стыковочном отсеке (2), выдается информация от антенн самолетной системы глобальной спутниковой навигации. При этом начало выдачи информации должно осуществляться за 2...2,5 мин до сброса.

В совместном полете на борт авиабомбы в приемник дифференциальных поправок, расположенный в носовом стыковочном отсеке (2), выдается также информация о дифференциальных поправках, с помощью которых компенсируются систематические ошибки глобальной спутниковой навигации. Дифпоправки принимаются также аппаратурой авиабомбы с помощью антенны дифпоправок (6).

После приема СВЧ-сигнала блок приемовычислительного устройства, расположенный в отсеке (2), переходит в режим решения навигационной задачи.

Самолетный приемно-навигационный комплекс (ПРНК) в зависимости от условий полета вычисляет зону возможных сбросов. За 2...3 мин до сброса ПРНК самолета-носителя выдает команду на раскрутку всех гиросистем авиабомбы. За 2...3 сек до сброса от ПРНК самолета-носителя выдается команда на запуск турбогенератора бомбы, расположенного в хвостовом отсеке (9).

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

Перед отделением бомбы от самолета-носителя происходит переход электропитания всех систем бомбы на питание от турбогенератора, находящегося в хвостовом отсеке (9).

Для отработки стартовых возмущений сразу же после отделения система управления, расположенная в хвостовом отсеке (9), 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 1 с после сброса производится отработка крена носителя, зафиксированного при отделении бомбы.

Через 3 с после сброса и получения первой информации от приемовычислительного устройства спутниковой навигации начинается наведение авиабомбы на цель.

Антенны глобальной спутниковой связи (5) и антенна дифпоправок (6) на протяжении всего полета принимают информационные сигналы от спутников орбитальной группировки и от наземной станции дифпоправок.

Приемовычислительное устройство, расположенное в носовом стыковочном отсеке (2), в режиме реального времени может одновременно обрабатывать сигналы от 6...12 спутников. Информация о навигационных координатах авиабомбы передается в блок траекторного управления, расположенный в переходном отсеке (4).

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

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

При пропадании информации от спутников блок управления наведением реализует закон наведения на основе информации, полученной от собственных чувствительных элементов (датчиков), расположенных в головном отсеке (1). При этом используется два ДСУ-а (каналы У и Z) и три акселерометра (каналы X, У, Z).

В процессе полета авиабомба с помощью антенны дифференциальных поправок (6) принимает сигналы от наземной станции дифпоправок, обрабатывает принятую информацию в блоке дифпоправок в носовом стыковочном отсеке (2). Дифпоправки учитываются в приемовычислительном устройстве при решении навигационной задачи.

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

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

Источником электропитания авиабомбы при автономном полете является турбогенератор (ТГИП), находящийся в хвостовом отсеке (9), преобразующий энергию горячих газов, образующихся от сгорания пороховых шашек, в электрическую энергию. ТГИП также обеспечивает горячим газом четыре рулевые машинки газового привода авиационной бомбы, находящиеся в хвостовом отсеке (9).

Блок управления, расположенный в отсеке (4), формирует сигналы для каналов системы управления, которые, в свою очередь, управляют аэродинамическими рулями (11) авиабомбы, расположенными в хвостовом отсеке.

Высокая маневренность бомбы обеспечивается балансировочными углами атаки (скольжения), создаваемыми аэродинамическими рулями (11), при наличии малой статической устойчивости бомбы, реализуемой при конструктивно-аэродинамической оптимизации бомбы и выборе соответствующей центровки бомбы.

Близкая к нейтральной устойчивость авиабомбы обеспечивается выбором геометрических размеров и местом установки дестабилизаторов (3) и стабилизаторов (10).

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

Законы управления для авиабомбы 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 целям, координаты которых заранее известны, и по целям, оперативно обнаруженным с помощью локатора самолета-носителя.

Высокая эффективность боевой нагрузки (7) обеспечена ее большой массой, выбором оживальной части боевой нагрузки, толщиной корпуса боевой нагрузки и крутыми траекториями подхода к прочным препятствиям.

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

Авиационная бомба-прототип обеспечивает круглосуточность, всепогодность боевого применения авиабомбы во всем диапазоне режимов применения, реализует принцип «сбросил-забыл».

В процессе автономного самонаведения на цель корректируемая авиационная бомба (КАБ) при сбросе из достаточно широкой зоны начальных условий может изменить свой угол тангажа от 0° при горизонтальном полете в момент сброса с самолета-носителя до 90° при подходе к цели.

Для исключения влияния изменения угла тангажа авиабомбы на работу приборов спутниковой навигации (ПСН) в авиабомбе-прототипе используются две антенны, расположенные на боковых сторонах авиабомбы.

Это позволяет сохранять направление диаграммы направленности спутниковых антенн в процессе всего автономного полета КАБ прототипа при всех возможных при самонаведении КАБ углах тангажа от 0° до 90°.

Однако, при этом при наведении авиабомбы-прототипа на цель не обеспечивается оптимальный с точки зрения точности режим ПСН, при котором антенная система должна «смотреть» в зенит и сохранять это положение в процессе всего автономного полета КАБ.

Только при такой ориентации навигацию КАБ обеспечивает одна и та же выбранная спутниковая группировка, что существенно для точности навигации.

Недостатком КАБ-прототипа является то, что антенны ПСН, стоящие по бокам КАБ, при существенном изменении тангажа КАБ будут работать в условиях изменения выбранного для навигации состава спутников, что может ухудшить точность наведения и попадания авиабомбы в цель.

Кроме того, другим существенным недостатком КАБ-прототипа является то, что боковое расположение антенн ПСН нежелательно с точки зрения повышения помехоустойчивости ПСН. Даже маломощная организованная помеха в районе цели может привести к отказу ПСН, и дальнейшее самонаведение на цель будет осуществляться только с помощью инерциальной системы навигации, что может ухудшить точность КАБ.

Кроме того, наличие двух приемников у авиабомбы-прототипа приводит к усложнению ПСН и увеличению его стоимости.

Для достижения нового технического результата в предлагаемой авиационной бомбе вместо двух боковых антенн спутниковой навигации устанавливается на хвостовом отсеке авиабомбы одна спутниковая антенна, положение которой в тангажной плоскости определяется электромеханической стабилизацией.

При этом информацию об угле рассогласования между направлением «в зенит» и положением антенны для корректирующего мотора вырабатывает инерциальная система КАБ.

Если спутниковая антенна ориентирована «в зенит», то сигнал ошибки отсутствует.

Если спутниковая антенна изменила свое положение в угломестной плоскости, то инерциальная система КАБ формирует сигнал ошибки для корректирующего мотора, который и ориентирует спутниковую антенну «в зенит».

Антенна ПСН при любой ориентации КАБ, изменяющейся в угломестной плоскости от 0° до 90°, «смотрит» в зенит, что обеспечивает оптимальную с точки зрения точности работу ПСН.

Ориентация антенны «в зенит» существенно повышает помехоустойчивость самонаведения КАБ, так как искусственная помеха с земли не воспринимается ПСН, так как диаграмма направленности антенны направлена вверх.

Кроме того, существенно упрощается аппаратура ПСН, так как исключается второй приемник ПСН. Одновременно уменьшается и стоимость аппаратуры ПСН, а следовательно, и авиабомбы в целом.

Общий вид предлагаемой в изобретении авиационной бомбы, стабилизированной по крену, с инерциально-спутниковой системой наведения и антенной со следящим приводом, представлен на фиг.2.

Предлагаемая в изобретении самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену с инерциально-спутниковой системой навигации и следящей антенной, содержит (см. фиг.2) последовательно соединенные головной отсек (1), выполненный в виде конуса высотой, равной 0,9 калибра авиабомбы, и диаметром основания, равным 0,65 калибра авиабомбы, с блоком чувствительных элементов (двумя свободными гироскопами, каналы У и Z, и тремя акселерометрами, каналы X, У, Z), носовой стыковочный отсек (2), выполненный в виде усеченного конуса с диаметром оснований 0,65 и 0,85 калибра авиабомбы и высотой, равной 0,5 калибра авиабомбы, с блоком приемовычислительного устройства, блоком дифференциальных поправок, с четырьмя дестабилизаторами (3), расположенными по Х-образной схеме и имеющими жесткие размеры (они не раскрываются и не имеют выдвижных перьев), длина нижней кромки дестабилизатора 0,5 калибра авиабомбы, длина верхней кромки дестабилизатора составляет 0,385 калибра авиабомбы, угол стреловидности дестабилизатора составляет 33°; переходный отсек (4) с блоком траекторного управления наведением, приемной антенной дифференциальных поправок (6), выполненный в виде тонкостенного цилиндра с диаметром, равным калибру авиабомбы, и длиной 1,123 калибра авиабомбы, сопряженный с усеченным конусом, высота которого составляет 0,413 калибра авиабомбы, а диаметр сопряжения с носовым стыковочным отсеком (2) составляет 0,85 калибра авиабомбы, и с одной антенной дифференциальных поправок (6) длиной 0,76 калибра авиабомбы и высотой 0,325 калибра авиабомбы, расположенной снизу в плоскости симметрии авиабомбы на расстоянии 2,175 калибра авиабомбы от ее головной оконечности.

Переходный отсек (4) сопряжен с отсеком боевой нагрузки (7).

Отсек боевой нагрузки представляет собой цилиндр, длиной 3,57 калибра авиабомбы и являющийся конструктивной частью авиабомбы.

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

Взрыватель (8) обеспечивает срабатывание боевой нагрузки при встрече с преградой.

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

Корпус отсека боевой нагрузки (7) как силовое звено авиабомбы объединяет головной и хвостовой отсеки авиабомбы.

Длина хвостового отсека (9) составляет от 1,95 до 2,05 калибра авиабомбы.

В хвостовом отсеке (9) размещается аппаратура системы управления, система электропитания авиабомбы (турбогенераторный источник питания, ТГИП) и четыре газовые рулевые машинки.

Хвостовой отсек (9) выполнен в виде цилиндра диаметром от 0,85 до 0,93 калибра авиабомбы.

На хвостовом отсеке по Х-образной схеме установлены четыре стабилизатора (10), длина корневой хорды которых составляет от 1,4 до 1,5 калибра, высота от 0,6 до 0,65 калибра, длина концевой хорды от 0,8 до 0,9 калибра, а угол стреловидности стабилизаторов равен от 40° до 50°.

Конструкция корпуса хвостового отсека (9) представляет собой тонкостенный цилиндр, выполненный из алюминиевого сплава. В передней части этого цилиндра имеется фланец, являющийся стыковочным элементом отсека с отсеком боевой нагрузки (7).

Хвостовой отсек авиабомбы (9) имеет люки, обеспечивающие доступ для установки взрывателя, регулировки блока управления, подстыковки контрольного разъема при наземных проверках авиабомбы.

Ось вращения аэродинамических рулей (11) расположена на расстоянии от 0,09 до 0,11 калибра авиабомбы от передней кромки руля. Хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей (11) составляет от 0,32 до 0,36 калибра авиабомбы, высота от 0,6 до 0,65 калибра авиабомбы.

Для достижения полезного технического результата на хвостовом отсеке авиабомбы (9) установлен радиопрозрачный обтекатель (12), имеющий форму цилиндра, диаметр которого равен 0,342 калибра авиабомбы, а высота 0,265 калибра авиабомбы, сопряженного с радиопрозрачной полусферой, радиус которой составляет 0,171 калибра авиабомбы.

В радиопрозрачном обтекателе (12) установлена следящая антенна (13) (см. фиг.3), входящая в состав приемника спутниковой навигации, которая представляет собой параллелепипед со скругленными боковыми гранями размером 0,191×0,149×0,114 калибра авиабомбы. Антенна закрепляется на прямоугольной платформе размером 0,2×0,157 калибра авиабомбы. Платформа вращается на оси, соединенной с датчиком положения антенны (15) и с мотором (17).

Ось вращается в боковинах (16), имеющих форму трапеции высотой 0,375 калибра авиабомбы. Верхнее основание трапеции имеет длину 0,103 калибра авиабомбы, нижнее основание 0,2 калибра авиабомбы. Высота расположения оси от нижнего основания по центру трапеции составляет 0,285 калибра авиабомбы. Расстояние между боковинами составляет 0,243 калибра авиабомбы. Антенна может поворачиваться на угол ±90° от центрального положения.

Самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с инерциально-спутниковой системой наведения и антенной со следящим приводом работает следующим образом.

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

Атака цели может осуществляться круглосуточно и при любой погоде. После подачи на авиационную бомбу электропитания от самолета-носителя в блок управления наведением авиабомбы, находящийся в переходном отсеке (4), вводится информация о координатах цели. В процессе совместного полета с самолетом-носителем практически вплоть до сброса на борт авиабомбы в приемовычислительное устройство, расположенное в носовом стыковочном отсеке (2), выдается информация от антенн самолетной системы глобальной спутниковой навигации. При этом начало выдачи информации должно осуществляться за 2...2,5 мин до сброса.

В совместном полете на борт авиабомбы в приемник дифференциальных поправок, расположенный в носовом стыковочном отсеке (2), выдается также информация о дифференциальных поправках, с помощью которых компенсируются систематические ошибки глобальной спутниковой навигации. Дифпоправки принимаются также аппаратурой авиабомбы с помощью антенны дифпоправок (6).

После приема СВЧ-сигнала блок приемовычислительного устройства, расположенный в отсеке (2), переходит в режим решения навигационной задачи.

Самолетный приемно-навигационный комплекс (ПРНК) в зависимости от условий полета вычисляет зону возможных сбросов. За 2...3 мин до сброса ПРНК самолета-носителя выдает команду на раскрутку всех гиросистем авиабомбы. За 2...3 сек до сброса от ПРНК самолета-носителя выдается команда на запуск турбогенератора бомбы, расположенного в хвостовом отсеке (9).

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

Перед отделением бомбы от самолета-носителя происходит переход электропитания всех систем бомбы на питание от турбогенератора, находящегося в хвостовом отсеке (9).

Для отработки стартовых возмущений сразу же после отделения система управления, расположенная в хвостовом отсеке (9), формирует команду, в соответствии с которой через 0,1 с включаются контуры стабилизации и осуществляется угловая стабилизация авиабомбы по каналам крена, курса и тангажа.

Блок управления, расположенный в переходном отсеке (4), в процессе полета авиабомбы с учетом информации от датчика положения следящей антенны (15) непрерывно вычисляет угол рассогласования текущего положения антенны (13) и направления «в зенит» и формирует сигнал управления для корректирующего мотора (17), отрабатывающего сигнал рассогласования.

При любых возможных углах тангажа авиабомбы, изменяющихся в пределах от 0° до «минус» 90°, спутниковая антенна с помощью следящей системы ориентирована «в зенит». Это позволяет при навигации авиабомбы получать информацию от одной и той же выбранной группировки спутников, что существенно для получения наивысшей точности спутниковой навигации.

Антенна (13) на платформе (14), закрепленной в боковинах (16), может отрабатывать изменяющиеся углы тангажа авиабомбы от 0° до «минус» 90° и не терять выбранную для навигации спутниковую группировку.

Через 1 с после сброса производится отработка крена носителя, зафиксированного при отделении бомбы.

Через 3 с после сброса и получения первой информации от приемовычислительного устройства спутниковой навигации начинается наведение авиабомбы на цель.

Антенна глобальной спутниковой связи (13) и антенна дифпоправок (6) на протяжении всего полета принимают информационные сигналы от спутников орбитальной группировки и от наземной станции дифпоправок. Приемовычислительное устройство, расположенное в носовом стыковочном отсеке (2), в режиме реального времени может одновременно обрабатывать сигналы от 6...12 спутников. Информация о навигационных координатах авиабомбы и текущее время передается в блок траекторного управления, расположенный в переходном отсеке (4).

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

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

При пропадании информации от спутников блок управления наведением реализует закон наведения на основе информации, полученной от собственных чувствительных элементов (датчиков), расположенных в головном отсеке (1). При этом используются два ДСУ-а (каналы У и Z) и три акселерометра (каналы X, Y, Z).

Блок управления, расположенный в переходном отсеке (4), в процессе полета авиабомбы с учетом информации от датчика положения следящей антенны (15) непрерывно вычисляет угол рассогласования текущего положения антенны (13) и направления «в зенит» и формирует сигнал управления для корректирующего мотора (17), отрабатывающего сигнал рассогласования.

При любых возможных углах тангажа авиабомбы, изменяющихся в пределах от 0° до «минус» 90°, спутниковая антенна с помощью следящей системы ориентирована «в зенит». Это позволяет при навигации авиабомбы получать информацию от одной и той же выбранной группировки спутников, что существенно для получения наивысшей точности спутниковой навигации.

Антенна (13) на платформе (14), закрепленной в боковинах (16), может отрабатывать изменяющиеся углы тангажа авиабомбы от 0° до «минус» 90° и не терять выбранную для навигации спутниковую группировку.

В процессе полета авиабомба с помощью антенны дифференциальных поправок (6) принимает сигналы также от наземной станции дифпоправок, обрабатывает принятую информацию в блоке дифпоправок в носовом стыковочном отсеке (2). Дифпоправки учитываются в приемовычислительном устройстве при решении навигационной задачи.

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

Источником электропитания авиабомбы при автономном полете является турбогенератор (ТГИП), находящийся в хвостовом отсеке (9), преобразующий энергию горячих газов, образующихся от сгорания пороховых шашек, в электрическую энергию. ТГИП также обеспечивает горячим газом четыре рулевые машинки газового привода авиационной бомбы, находящиеся в хвостовом отсеке (9).

Блок управления, расположенный в отсеке (4), формирует сигналы для каналов системы управления, которые, в свою очередь, управляют аэродинамическими рулями (11) авиабомбы, расположенными в хвостовом отсеке.

Высокая маневренность бомбы обеспечивается балансировочными углами атаки (скольжения), создаваемые аэродинамическими рулями (11), при наличии малой статической устойчивости бомбы, реализуемой при конструктивно-аэродинамической оптимизации бомбы и выборе соответствующей центровки бомбы.

Близкая к нейтральной устойчивость авиабомбы обеспечиваются выбором геометрических размеров и местом установки дестабилизаторов (3) и стабилизаторов (10).

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

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

При подобных крутых оптимальных с точки зрения боевой эффективности авиабомбы траекторий особенно ценен технический результат, достигнутый с помощью предлагаемого изобретения. На таких траекториях следящая антенна ПСН (13) непрерывно смотрит «в зенит», не теряет даже на время 3 с спутниковую группировку, так как это возможно у авиабомбы-прототипа.

Радиопрозрачный обтекатель (12) защищает следящую антенну (13) от скоростного напора при полете авиабомбы.

При встрече авиабомбы с целью срабатывает взрыватель (8), через установленное в нем замедление происходит срабатывание боевой нагрузки (7).

Авиабомба применяется по 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 3,463 калибра авиабомбы от ее носовой оконечности.

В предлагаемой авиабомбе реализация самых совершенных принципов конструирования и высокотехнологичных приборов управления обеспечивает высокую точность попадания в цель Е_КВО=3...5 м.

Авиационная бомба, стабилизированная по крену, с инерциально-спутниковой системой наведения, содержащая последовательно соединенные головной отсек, выполненный в виде конуса высотой, равной 0,9 калибра авиабомбы, и диаметром основания, равным 0,65 калибра авиабомбы, с блоком чувствительных элементов, состоящим из двух свободных гироскопов (каналы У и Z) и трех акселерометров (каналы X, У, Z), носовой стыковочный отсек, выполненный в виде усеченного конуса с диаметром оснований 0,65 и 0,85 калибра авиабомбы и высотой, равной 0,5 калибра авиабомбы, с блоком приемно-вычислительного устройства, блоком дифференциальных поправок, с четырьмя дестабилизаторами, расположенными по Х-образной схеме, длина нижней кромки дестабилизатора 0,5 калибра авиабомбы, длина верхней кромки дестабилизатора 0,385 калибра авиабомбы, угол стреловидности дестабилизатора составляет 33°, переходный отсек с блоком траекторного управления наведением и приемной антенной дифференциальных поправок, выполненный в виде тонкостенного цилиндра с диаметром, равным калибру авиабомбы, и длиной 1,123 калибра авиабомбы, сопряженный с усеченным конусом, высота которого составляет 0,413 калибра авиабомбы, а диаметр сопряжения с носовым стыковочным отсеком составляет 0,85 калибра авиабомбы, при этом антенна дифференциальных поправок выполнена длиной 0,76 калибра авиабомбы и высотой 0,325 калибра авиабомбы и расположена снизу в плоскости симметрии авиабомбы на расстоянии 2,175 калибра авиабомбы от ее головной оконечности, отсек боевой нагрузки с взрывателем, выполненный в виде цилиндра длиной 3,57 калибра авиабомбы и являющийся конструктивной частью авиабомбы с передней оконечностью, представляющей собой оживальную часть, входящую на длине, равной 1,123 калибра, в переходной отсек авиабомбы, и задней оконечностью, представляющей собой усеченный конус, высотой 0,773 калибра авиабомбы с диаметром основания, сопряженного с хвостовым отсеком авиабомбы, равным 0,85-0,93 ее калибра, хвостовой отсек с аппаратурой системы управления, турбогенераторным источником питания и четырьмя газовыми рулевыми машинами, выполненный в виде цилиндра диаметром от 0,85 до 0,93 калибра авиабомбы и длиной 1,95-2,05 калибра авиабомбы, при этом на хвостовом отсеке по Х-образной схеме установлены четыре стабилизатора, длина корневой хорды которых составляет от 1,4 до 1,5 калибра, высота от 0,6 до 0,65 калибра, длина концевой хорды от 0,8 до 0,9 калибра, а угол стреловидности стабилизаторов равен от 40 до 50°, и аэродинамические рули, хорда каждого из которых составляет 0,32...0,36 калибра авиабомбы, высота от 0,6 до 0,65 калибра авиабомбы, отличающаяся тем, что на хвостовом отсеке авиабомбы установлен радиопрозрачный обтекатель, имеющий форму цилиндра, диаметр которого равен 0,342 калибра авиабомбы, а высота 0,265 калибра авиабомбы, сопряженного с радиопрозрачной полусферой, радиус которой составляет 0,171 калибра авиабомбы, а в радиопрозрачном обтекателе установлена следящая антенна, представляющая собой параллелепипед со скругленными боковыми гранями размером 0,191×0,149×0,114 калибра авиабомбы, закрепленная на прямоугольной платформе размером 0,2×0,157 калибра авиабомбы, которая выполнена с возможностью вращения на оси, соединенной с датчиком положения антенны и с мотором и вращающейся в боковинах, имеющих форму трапеции высотой 0,375 калибра авиабомбы с верхним основанием длиной 0,103 калибра авиабомбы, нижним основанием 0,2 калибра авиабомбы, при этом высота расположения оси от нижнего основания по центру трапеции 0,285 калибра авиабомбы, а угол поворота составляет ±90° от центрального положения.