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

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к самонаводящимся авиабомбам. В качестве системы самонаведения авиационной бомбы применяется аппаратура инерциально-спутниковой навигации. На конечном участке траектории самонаведение осуществляется тепловизионной головкой самонаведения с корреляционным алгоритмом обработки информации. Эталонное изображение цели вводится перед сбросом авиабомбы. Для реализации большой дальности полета и высокой маневренности авиабомба обладает крыльями. Конструктивно-аэродинамическая компоновка авиабомбы выполнена так, что в ней реализуется малая статическая устойчивость, что позволяет маломощным рулевым машинкам воздушно-динамического привода, использующего в качестве рабочего тела набегающий воздушный поток, 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. Обеспечивается конечная точность бомбы не менее 3...5 м. 2 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 и т.д.

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 гг. 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 X-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 X-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.

Известны американские управляемые авиационные бомбы (УАБ) семейства JDAM и JSOW (GBU - 29, GBU - 30, GBU - 31, GBU - 32, AGM - 154A, AGM - 154В), оснащенные инерциально-спутниковой системой наведения (П.Д.Джурасович «Существующий и перспективный типаж управляемых бомб авиации НАТО», Научно-техническая информация, Авиационные системы, №1, 2004, Научно-информационный центр ГосНИИАС, стр.22...33). В указанных УАБ счисление их координат выполняет инерциальная навигационная система (ИНС), которая корректируется прибором спутниковой навигации (ПСН). Масса указанных УАБ и характер их БЧ зависят от типа УАБ.

Недостатком указанных УАБ с инерциально-спутниковой системой наведения является недостаточная результирующая точность наведения УАБ. Она составляет 15...18 м., что при относительно малых БЧ не обеспечивает поражение цели.

Известна самонаводящаяся бомба, стабилизированная по крену с инерциально-спутниковой системой навигации (Патент РФ 2247314 C1, заявка 2003123742/02 от 01.08.2003 г., опубликовано 27.02.2005 г., Бюл. №6).

В данной самонаводящейся авиационной бомбе, стабилизированной по крену, устанавливаются две антенны глобальной спутниковой связи и одна 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 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).

Создание подобных станций в районах военных конфликтов проблематично, что является существенным недостатком.

В то же время авиационная бомба, выполненная по патенту РФ №2247314, обладает наиболее перспективной инерциально-спутниковой системой наведения авиабомбы на цель. Учитывая выдающийся прогресс в создании микромеханических акселерометров и гироскопов на кремневой основе, обладающих сверхмалыми габаритами, электропотреблением и стоимостью, бесплатформенных навигационных систем, малогабаритных приборов спутниковой навигации, данная авиационная бомба может обеспечить точность по уровню 3σ не хуже 3...5 м., если в ее приборной состав включить «доводчик» (тепловизионную головку самонаведения, обеспечивающую автоматический захват заданной цели по ее предварительно введенному перед сбросом бомбы эталону).

Подобная тепловизионная ГСН может быть выполнена достаточно простой, так как необходимо обеспечить дальность поиска/захвата цели не более 2...3 км, что определяется малым промахом, обеспечиваемым инерциально-спутниковой системой авиабомбы (промах не более 20...30 м). В этом случае в авиабомбе, выполненной в соответствии с патентом РФ №2247314, отсутствует необходимость установки антенны приема дифференциальных поправок, что упрощает ее конструкцию и аппаратурный состав.

Кроме того, в рассмотренной бомбе нельзя реализовать значительные дальности боевого применения, так как в бомбе отсутствует крыльевой модуль. Учитывая общность ряда конструктивно-аэродинамических решений бомбы, выполненной в соответствии с патентом РФ №2247314, и предлагаемой авиабомбы в изобретении, данная бомба выбрана в качестве прототипа.

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 самонаведения.

Самонаводящаяся авиационная бомба, 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 основания 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, равным 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, 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.

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 контура 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 сек 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 используются 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 эволюций 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 рациональном выбором.

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

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

Авиабомба применяется по 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.

Авиационная бомба-прототип обеспечивает круглосуточность, всепогодность боевого применения авиабомбы во всем диапазоне режимов применения, не ограничивает возможности самолетов-носителей и реализует принцип «сбросил-забыл».

Авиационная бомба-прототип, являясь авиационным оружием круглосуточного и всепогодного применения, обеспечивает высокую точность попадания (3...5 м) только при наличии наземных станций, вырабатывающих дифференциальные поправки.

Кроме того, авиационная бомба-прототип не обладает крыльевым модулем, что не позволяет реализовать значительные дальности боевого применения авиабомбы.

Целью изобретения является реализация высокой точности авиабомбы (3...5 м) без наличия в авиабомбе приборов и антенны дифференциальных поправок, а также существенное увеличение дальности боевого применения авиабомбы.

Поставленные задачи достигаются тем, что в предлагаемой авиабомбе в носовом приборном отсеке устанавливается достаточно простая тепловизионная головка самонаведения с дальностью действия 2...3 км, в которую перед отделением авиабомбы вводится эталонное изображение цели и которая обеспечивает автономный корреляционный принцип захвата цели и ее автосопровождение.

Крыльевой модуль в предлагаемой авиабомбе обеспечивает по сравнению с авиабомбой-прототипом высокое качество, позволяющее реализовать сброс авиабомбы с самолета-носителя без входа его в зону объектовой противовоздушной обороны.

Предлагаемая в изобретении самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с инерциально-спутниковой системой самонаведения содержит (см. фиг.2) последовательно соединенные головной отсек (1) с тепловизионной головкой самонаведения, бесплатформенной инерциальной системой управления и прибором спутниковой навигации, передняя оконечность которого (12) выполнена оптически прозрачной из селенида цинка (сульфида цинка), спектральная полоса прозрачности которого лежит в дальнем ПК-диапазоне 8...14 мкм, переходный отсек (4) с двумя антеннами глобальной спутниковой навигации (5), отсек боевой нагрузки (7) с взрывателем (8), на котором по Х-образной схеме установлены четыре аэродинамических крыла (13), хвостовой отсек (9) с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами (10) и четырьмя аэродинамическими рулями (11), и содержащий блок бортовой автоматики, блок питания и воздушно-динамический рулевой привод.

При этом длина головного отсека (1) равна 2,352 калибра авиабомбы. Он выполнен из сопряженных оптически прозрачного в дальнем ИК-диапазоне обтекателя с радиусом, равным 0,294 калибра авиабомбы, высотой сферического сегмента 0,196 калибра авиабомбы и диаметром основания сферического сегмента 0,529 калибра авиабомбы, сопрягающегося с обтекателем первого конуса с высотой 0,647 калибра авиабомбы, и диаметром нижнего основания 0,843 калибра авиабомбы, второго конуса, высота которого составляет 0,920 калибра авиабомбы и который сопрягается с цилиндром, длина которого составляет 0,588 калибра авиабомбы, диаметр цилиндра равен калибру авиабомбы.

Переходной отсек (4) представляет собой цилиндр, диаметр которого равен калибру авиабомбы, а длина 1,176 калибра авиабомбы. Длина каждой из антенн глобальной спутниковой навигации (5), установленных на переходном отсеке, равна 0,4 калибра авиабомбы, а ширина 0,235 калибра авиабомбы. Антенны (5) установлены симметрично по бокам авиабомбы на расстоянии от передней оконечности авиабомбы, равном 2,745 калибра авиабомбы.

Отсек боевой нагрузки (7) представляет собой цилиндр, диаметр которого равен калибру авиабомбы, а длина составляет 4,902 калибра авиабомбы.

Так как боевая часть авиабомбы осколочно-фугасного действия, то взрыватель авиабомбы (8) установлен на переднем торце боевой части.

Для увеличения дальности полета на отсеке боевой части симметрично по Х-образной схеме установлены аэродинамические крылья (13).

Размах двух симметричных крыльев (13) составляет 2,157 калибра авиабомбы. Угол передней кромки крыла (13) по отношению к корпусу авиабомбы составляет 45°.

Длина нижней хорды крыла (13) составляет 2,941 калибра авиабомбы.

Длина верхней хорды крыла (13) составляет 2,366 калибра авиабомбы.

Передняя часть нижней хорды крыла (13) на корпусе отстоит от носовой оконечности авиабомбы на расстоянии 5,706 калибра авиабомбы.

Хвостовой отсек авиабомбы (9) состоит из трех последовательно соединенных частей: цилиндра с диаметром, равным калибру авиабомбы, и длиной, равной 1,737 калибра авиабомбы, конуса, высота которого составляет 1,059 калибра авиабомбы, и диаметром узкой части 0,784 калибра авиабомбы и оконечного цилиндра с диаметром 0,784 калибра авиабомбы и длиной 1,106 калибра авиабомбы, на котором симметрично по Х-образной схеме установлены четыре стабилизатора (10) и четыре аэродинамических руля (11).

Длина нижней хорды стабилизатора составляет 0,808 калибра авиабомбы, угол стреловидности стабилизатора (10) составляет 35°, размах двух симметрично расположенных стабилизаторов (10) составляет 2,157 калибра авиабомбы.

Длина верхней хорды стабилизатора (10) составляет 0,312 калибра авиабомбы.

Четыре аэродинамических руля (11) установлены на хвостовом отсеке (9) по Х-образной схеме. Высота каждого аэродинамического руля (11) составляет 0,502 калибра авиабомбы, а хорда руля 0,298 калибра авиабомбы.

Предлагаемая в изобретении авиационная бомба работает следующим образом.

Атака цели может осуществляться круглосуточно и при любой погоде. После подачи на предлагаемую авиабомбу электропитания от самолета-носителя блок инерциальной навигационной системы (БИНС), находящейся в головном отсеке авиабомбы (1), может принимать от самолетной системы информацию о координатах цели.

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

При этом информация о координатах оперативно обнаруженной цели формируется в прицельно-навигационном комплексе (ПРНК) самолета-носителя и вводится перед сбросом авиабомбы в вычислитель БИНС авиабомбы, находящийся в головном отсеке (1), по информационным каналам связи «носитель-авиабомба».

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

После приема СВЧ-сигналов от навигационных спутников через антенны (5) вычислительное устройство прибора спутниковой навигации (ПСН), расположенное в головном отсеке (1), переходит в режим решения навигационной задачи.

Самолетный прицельно-навигационный комплекс (ПРНК) в зависимости от условий полета вычисляет зону возможных сбросов. ПРНК заносит в память тепловизионной головки самонаведения «эталонное» изображение выбранной цели.

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

Блок бортовой автоматики (ББА), находящийся в хвостовом отсеке (9), задействует все исполнительные механизмы бомбы, снимает блокировки функциональных связей.

Перед отделением бомбы от самолета-носителя происходит переход всех систем бомбы на электропитание от батарей, находящихся в хвостовом отсеке (5).

Для отработки стартового возмущения сразу же после отделения авиабомбы БИНС формирует команду, в соответствии с которой через 0,1 сек включаются контура стабилизации и осуществляется угловая стабилизация авиабомбы по каналам крена, курса и тангажа с помощью аэродинамических рулей (11).

Через 3 сек после сброса авиабомбы и получения первой информации от ПСН начинается наведение авиабомбы на цель. Антенны глобальной спутниковой связи (5) на протяжении всего полета принимают информационные сигналы от спутников орбитальной группировки.

Вычислитель ПСН, расположенный в головном отсеке (1), в режиме реального времени может одновременно обрабатывать сигналы от 6...12 спутников. Информация о навигационных координатах авиабомбы передается в БИНС, расположенный в головном отсеке (1).

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

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

БИНС осуществляет управление полетом авиабомбы на основе комплексного использования информации не только от вычислителя ПСН, но и от собственных чувствительных элементов. При этом используются датчики угловой скорости и акселерометры БИНС.

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 может осуществляться за время не более 3 сек.

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

Близкая к нейтральной устойчивость авиабомбы обеспечивается выбором геометрических размеров и местом установки несущих аэродинамических крыльев (8), стабилизаторов (10) и реализацией требуемого положения центра масс авиабомбы.

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

Большая дальность полета предлагаемой авиабомбы и ее высокая маневренность увеличивается за счет того, что на ней установлены четыре аэродинамических крыла (13).

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

В предлагаемой авиабомбе в качестве рулевого привода, установленного в хвостовом отсеке (9), применяется воздушно-динамический рулевой привод (ВДРП). В качестве рабочего тела в этом приводе используется набегающий воздушный поток.

Для задействования ВДРП используются воздушные заслонки, открываемые с помощью пиропатрона по сигналу от блока бортовой автоматики, установленного также в хвостовом отсеке (9).

БИНС авиабомбы в процессе ее полета к цели обеспечивает стабилизацию авиабомбы, формирование траектории сближения авиабомбы с целью, формирование управляющих сигналов на воздушно-динамический рулевой привод.

В процессе полета авиабомбы к цели БИНС ориентирует объектив тепловизионной головки самонаведения (ГСН) на углы визирования цели.

Так как точность БИНС при коррекции от спутниковой навигационной системы достаточна высока (по уровню 3σ точность не хуже 18 м), то требования к тепловизионной ГСН могут быть снижены.

Ее дальность захвата может составлять 2...3 км, угол поля зрения 5...9°.

При уменьшении дальности до цели до 2...3 км БИНС подает команду на автоматический захват цели.

Тепловизионная ГСН, установленная в головном отсеке авиабомбы (1), сравнивает «эталонное» изображение цели с текущим изображением цели и осуществляет захват цели.

Дальнейшее самонаведение предлагаемой авиабомбы осуществляется БИНС с учетом сигналов от тепловизионной ГСН.

При этом информацию о цели тепловизионная ГСН получает за счет собственного инфракрасного излучения цели в дальнем ИК-диапазоне 8...14 мкм. Это излучение воспринимается преобразователем «излучение-сигнал» ГСН через оптически прозрачный обтекатель (12), являющимся передней оконечностью головного отсека (1) авиабомбы.

В качестве материала обтекателя может быть выбран селенид цинка или сульфид цинка, спектральная полоса прозрачности которых включает диапазон 8...14 мкм. Этот диапазон электромагнитного излучения обеспечивает круглосуточное боевое применение авиабомбы, в том числе и при ограниченно-сложных погодных условиях.

В качестве преобразователя «излучение-сигнал» в тепловизионной ГСН применяется микроболометрическая матрица, не требующая глубокого охлаждения жидким азотом (77 К).

Разработанные для авиабомбы законы управления выбраны так, чтобы обеспечить наиболее крутые траектории подхода авиабомбы к цели, что повышает эффективность боевой нагрузки авиабомбы (7) и повышает точность авиабомбы, особенно при применении в горной местности.

При встрече авиабомбы с преградой возникает волна разрушения. Опережая волну разрушения, срабатывают инерционные датчики взрывателя (8) и боевая часть (7).

Аэродинамические крылья авиабомбы (13) обеспечивают как большую дальность полета, так и высокую маневренность авиабомбы.

Большой диапазон изменения чисел М, реализуемый предлагаемой авиабомбой, предъявляет повышение требования к тщательности выбора размера крыльев (13), стабилизаторов (10) с учетом центровки, реализуемой в авиабомбе.

Корпус боевой части (7) является составной частью корпуса авиабомбы.

Высокая эффективность боевой нагрузки (7) обеспечивается ее массой и крутыми траекториями подхода к цели.

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

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

Применение в предлагаемой авиабомбе тепловизионной ГСН, работающей на конечном участке траектории, позволяет обеспечить высокую конечную точность авиабомбы, 3...5 м по уровню 3σ.

Эта точность обеспечивается даже в отсутствие дифференциальных поправок при работе приборов спутниковой навигации.

Применение тепловизионной ГСН существенно повышает помехоустойчивость авиабомбы, так как даже при отказе ПСН обеспечивается точное (3...5 м) попадание авиабомбы в цель.

Авиационная бомба, стабилизированная по крену, с инерциально-спутниковой системой наведения, содержащая последовательно соединенные головной отсек, переходной отсек, выполненный в виде цилиндра, диаметр которого равен калибру авиабомбы, а длина 1,176 калибра авиабомбы, на боковых поверхностях которой симметрично на расстоянии от передней оконечности авиабомбы, равной 2,745 калибра авиабомбы, установлены две антенны глобальной спутниковой навигации, хорда каждой из антенн равна 0,4 калибра авиабомбы, а высота 0,235 калибра авиабомбы, отсек боевой нагрузки осколочно-фугасного типа, выполненный в виде цилиндра, диаметр которого равен калибру авиабомбы, а длина 4,902 калибра авиабомбы, с взрывателем, установленным на переднем торце авиабомбы, хвостовой отсек авиабомбы с блоком бортовой автоматики и блоком электропитания, на котором симметрично по Х-образной схеме установлены четыре стабилизатора, нижняя хорда которых составляет 0,808 калибра авиабомбы, угол стреловидности 35°, верхняя хорда составляет 0,312 калибра авиабомбы, а также четыре аэродинамических руля, установленных по Х-образной схеме, хорда каждого руля составляет 0,298 калибра авиабомбы, а высота - 0,502 калибра авиабомбы, отличающаяся тем, что головной отсек, содержащий тепловизионную головку самонаведения, бесплатформенную инерциальную систему управления, прибор спутникового наведения, выполнен общей длиной, равной 2,352 калибра авиабомбы из сопрягающихся между собой оптически прозрачного в дальнем ИК-диапазоне обтекателя, представляющего собой сферический сегмент с радиусом сферы 0,294 калибра авиабомбы, высотой сегмента 0,196 калибра авиабомбы и диаметром основания сферического сегмента 0,529 калибра авиабомбы, усеченного конуса с высотой 0,647 калибра авиабомбы и диаметром нижнего основания 0,843 калибра авиабомбы и стыкующегося с ним второго конуса, высота которого составляет 0,92 калибра авиабомбы и который сопрягается с цилиндрической частью головного отсека длиной 0,588 калибра авиабомбы, и диаметром, равным диаметру авиабомбы, а на отсеке боевой части симметрично по X-образной схеме дополнительно установлены четыре аэродинамических крыла, длина нижней хорды которых составляет 2,941 калибра авиабомбы, угол стреловидности передней кромки крыла составляет 45°, длина верхней хорды крыла составляет 2,366 калибра авиабомбы, размах двух симметрично расположенных крыльев составляет 2,157 калибра авиабомбы, а передняя часть нижней кромки крыла отстоит от носовой оконечности авиабомбы на расстоянии 5,706 калибра авиабомбы, хвостовой отсек, включающий воздушно-динамический привод, использующий в качестве рабочего тела набегающий воздушный поток, который выполнен из последовательно сопряженных цилиндра с диаметром, равным диаметру авиабомбы, и длиной, равной 1,737 калибра авиабомбы, усеченного конуса, высота которого составляет 1,059 калибра авиабомбы, а диаметр узкого сечения - 0,784 калибра авиабомбы и оконечного цилиндра длиной 1,106 калибра авиабомбы.