авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения

Формула изобретения

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

Описание изобретения к патенту

Изобретение может быть использовано в авиационной технике для доставки с самолета на землю полезного груза с повышенной точностью Е_КВО 5 (E_КВО - круговое вероятное отклонение) для ликвидации каких-либо преград и заторов в экстремальных ситуациях, а также для разрушения сооружений типа железобетонных укрытий (ЖБУ), взлетно-посадочных полос (ВЦП), ангаров в широком диапазоне условий применения.

Известны авиационные бомбы, стабилизированные по крену, с лазерной головкой самонаведения, содержащие последовательно соединенные флюгерный насадок с приемником отраженного лазерного излучения и головной отсек с электронным блоком лазерного координатора и электронно-вычислительным устройством лазерной головки самонаведения, отсек полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, а также хвостовой отсек, на котором X-образно укреплены четыре стабилизатора с выдвижными стабилизирующими перьями и четырьмя аэродинамическими рулями.

Подобные зарубежные авиационные бомбы с лазерными головками самонаведения описаны в статье В.Д.Дмитриева “Новые управляемые авиационные бомбы” (см. “Зарубежное военное обозрение” № 7, 1985, с. 40-45).

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

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

Стабилизированная по крену авиационная бомба GBU 10 Е/В содержит последовательно соединенные флюгерный насадок с приемником отраженного лазерного излучения и головной отсек с электронным блоком лазерного координатора, отсек с вычислительным устройством лазерного координатора, отсек системы управления с четырьмя установленными по X-образной схеме аэродинамическими рулями, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, хвостовой отсек с четырьмя установленными по X-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.

Наиболее близкой к изобретению является авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения, выполненная в соответствии с патентом № 2044255 (заявка 93003032/23 от 19.01.93).

Данная авиационная бомба выбрана в качестве прототипа.

В авиационной бомбе, выполненной согласно патенту № 2044255, между головным отсеком и отсеком полезной нагрузки последовательно установлены дополнительный отсек с дестабилизаторами, выполненный в виде усеченного конуса диаметром сопряжения с головным отсеком, равным 0,575 калибра бомбы d, высотой, равной 0,55 калибра бомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы угол 11, и носовой переходный отсек, выполненный в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра бомбы, высота которого равна 0,5 калибра бомбы, а угол между образующей и продольной осью бомбы составляет 11, переходящего в цилиндр с диаметром и длиной, равными одному калибру бомбы, а между отсеком полезной нагрузки и хвостовым отсеком установлены последовательно соединенные цилиндрический отсек с диаметром и длиной, равными соответственно одному и 0,3 калибра бомбы, и хвостовой переходный отсек, выполненный в виде конуса с диаметром стыковки с цилиндрическим дополнительным отсеком, равным одному калибру бомбы высотой 0,375 калибра бомбы, и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы, равным 11; при этом головной отсек бомбы, на котором с помощью штанги длиной 0,13...0,17 калибра бомбы и диаметром 0,1...0,12 калибра бомбы закреплен флюгерный насадок длиной 0,375 калибра бомбы, выполнен в виде сопрягающихся между собой конуса и усеченного конуса, диаметр взаимного сопряжения которых равен 0,43...0,45 калибра бомбы, высота конуса равна 0,46...0,5 калибра бомбы, а образующая конуса составляет с продольной осью бомбы угол 30, высота усеченного конуса составляет 1,40...1,45 калибра бомбы, его образующая составляет с продольной осью бомбы угол 11, а отсек полезной нагрузки выполнен в виде цилиндра, диаметр которого равен одному калибру бомбы, а длина 2,02...2,05 калибра бомбы; хвостовой отсек с блоками системы управления бортовой автоматики, турбогенераторным источником электропитания и четырьмя газовыми приводами выполнен в виде оконечного для бомбы цилиндра диаметром 0,68...0,7 калибра бомбы и длиной 1,2...1,24 калибра бомбы, сопряженного с усеченным конусом высотой 0,37...0,38 калибра бомбы и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы равным 11; в донную часть оконечного для бомбы цилиндра выведены два выхлопных патрубка турбогенератора и четыре выхлопных патрубка газовых приводов бомбы.

На хвостовом отсеке бомбы на расстоянии 5,66 калибра бомбы от передней оконечности флюгерного насадка установлены по Х-образной схеме четыре стабилизатора, длина корневой хорды каждого из которых составляет 1,98...2,00 калибра бомбы, длина концевой хорды составляет 1,84...1,85 калибра бомбы, угол стреловидности стабилизаторов равен 52, а размах между двумя соответствующими концевыми хордами стабилизаторов составляет 1,46...1,48 калибра бомбы, длина каждого выдвижного стабилизирующего пера составляет 0,41...0,43 калибра бомбы, а угол верхней образующей выдвижного стабилизирующего пера с концевой хордой стабилизатора составляет 15, максимальный размах между соответствующими выдвижными стабилизирующими перьями составляет 2,2...2,3 калибра бомбы.

Аэродинамические поворотные рули бомбы, выполненные по биплановой схеме, установлены в створе со стабилизаторами с осью вращения каждого руля на расстоянии 0,11...0,12 калибра бомбы от задней кромки стабилизатора; хорда каждого руля составляет 0,2...0,21 калибра бомбы, а высота каждого руля 0,24 калибра бомбы.

Каждый из четырех дестабилизаторов бомбы выполнен в виде раскрывающейся пластины, устанавливаемой в раскрытом положении в створе со стабилизаторами бомбы на головном отсеке бомбы с передней кромкой каждого дестабилизатора на расстоянии 1,04...1,05 калибра бомбы от передней оконечности флюгерного насадка, с длиной корневой хорды каждого дестабилизатора 0,75 калибра бомбы и с длиной концевой хорды каждого дестабилизатора 0,475 калибра бомбы при угле стреловидности передней и задней кромок каждого дестабилизатора 60 и максимальным размахом двух раскрытых, симметрично расположенных относительно оси бомбы дестабилизаторов, равным 1,10 калибра бомбы.

Корпус полезной нагрузки является составной частью корпуса бомбы.

Центр масс бомбы находится на расстоянии 4,53...4,54 калибра бомбы от передней оконечности флюгерного насадка.

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

Выявленная при большом количестве сбросов точность авиационной бомбы-прототипа в различных погодных условиях составила Е_КВО>5...7 м.

Технический результат - повышение точности попадания авиационной бомбы до Е_КВО<5 м при различных погодных условиях при сбросе авиационной бомбы в широком диапазоне начальных условий. Технический результат достигается тем, что в авиационной бомбе, выполненной по известному патенту, вместо последовательно соединенных флюгерного насадка с приемником отраженного лазерного излучения, закрепленного посредством штанги на носовой части бомбы, включающей отсек с электронным блоком лазерного координатора и отсек с электронно-вычислительным устройством лазерной головки самонаведения, размещены последовательно носовой отсек с лазерным гиростабилизированным координатором цели, состоящим из лазерного преобразователя "излучение - сигнал", установленного на двухстепенном гиростабилизаторе, с передней частью, выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки с радиусом, равным 0,13 калибра бомбы, и длиной, равной 0,1 калибра бомбы, плавно сопряженной с наружным металлическим обтекателем, выполненным в виде усеченного конуса длиной 0,146 калибра бомбы и диаметром основания, равным 0,376 калибра бомбы в плоскости, отстоящей от передней оконечности бомбы на расстоянии 0,25 калибра бомбы, и головной конусный отсек с электронным блоком обработки принятого лазерного сигнала с длиной 0,61 калибра бомбы и диаметрами сопрягающих сечений конуса, равными соответственно 0,576 и 0,585 калибра бомбы.

Для сохранения оптимальной управляемости бомбы центр масс бомбы находится на расстоянии 4,48...4,58 калибра бомбы от передней оконечности носового отсека бомбы.

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

На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой авиационной бомбы с гиростабилизованной головкой самонаведения.

Авиационная бомба-прототип содержит последовательно соединенные флюгерный насадок 1 с приемником отраженного лазерного излучения, закрепленного посредством штанги 2 на головной части бомбы, включающей отсек с электронным блоком лазерного координатора 3 и отсек с электронно-вычислительным устройством лазерной головки самонаведения 4, дополнительный отсек 5 с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами 6, установленными по Х-образной схеме, носовой переходный отсек 7, отсек полезной нагрузки 8 с механизмом задействования 9, дополнительный цилиндрический отсек 10, хвостовой переходный отсек 11, хвостовой отсек 12 с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами 13, из которых после отделения выдвигаются стабилизирующие перья 14; на цилиндрической оконечности летательного аппарата установлены четыре поворотных аэродинамических руля 15, выполненных по биплановой схеме.

При этом дополнительный отсек 5 с дестабилизаторами выполнен в виде усеченного конуса с диаметром сопряжения с головным отсеком, равным 0,575 калибра бомбы, высотой 0,55 калибра бомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы угол 11, а носовой переходный отсек 7 выполнен в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра бомбы, высота которого равна 0,5 калибра бомбы, а угол между образующей и продольной осью бомбы составляет 11, переходящего в цилиндр с диаметром и длиной 1,0 калибра бомбы, а дополнительный цилиндрический отсек 10, выполненный с диаметром и длиной соответственно 1,0 и 0,3 калибра бомбы, хвостовой переходной отсек 11 выполнен в виде конуса с диаметром стыковки с цилиндрическим дополнительным отсеком, равным 1,0 калибра бомбы, высотой 0,375 калибра бомбы и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы 11, отсек полезной нагрузки 8 выполнен в виде цилиндра, диаметр которого равен 1,0 калибра бомбы, а длина 2,02...2,05 калибра бомбы, хвостовой отсек 12 с блоками системы управления бортовой автоматики, источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами выполнен в виде оконечного для бомбы цилиндра диаметром 0,68...0,7 и длиной 1,2...1,24 калибра бомбы, сопряженного с усеченным конусом высотой 0,37...0,38 калибра бомбы, и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы, равным 11.

На хвостовом отсеке 12 на расстоянии 5,66 калибра бомбы от передней оконечности флюгерного насадка 1 установлены по X-образной схеме четыре стабилизатора 13, длина корневой хорды каждого из которых составляет 1,98...2,0 калибра бомбы, длина концевой хорды - 1,84...1,85 калибра бомбы, угол стреловидности стабилизаторов равен 52, а размах между соответствующими концевыми хордами стабилизаторов составляет 1,46...1,48 калибра бомбы, и с выдвигаемыми из стабилизаторов стабилизирующими перьями 14, длина которых составляет 0,41...0,43 калибра бомбы, а угол верхней образующей выдвижного стабилизирующего пера 14 с концевой хордой стабилизатора составляет 15, максимальный размах между двумя соответствующими выдвижными стабилизирующими перьями составляет 2,2...2,3 калибра бомбы.

Аэродинамические поворотные рули 15, выполненные по биплановой схеме, установлены в створе со стабилизаторами с осью вращения каждого руля на расстоянии 0,11...0,12 калибра бомбы от задней кромки стабилизатора, хорда каждого руля составляет 0,2...0,21 калибра бомбы, а высота каждого руля - 0,24 калибра бомбы. Каждый из четырех дестабилизаторов 6 выполнен в виде раскрывающейся пластины, устанавливаемой в раскрытом положении в створе со стабилизаторами бомбы 13 на дополнительном отсеке бомбы 5 с передней кромкой каждого дестабилизатора 6 на расстоянии 1,04...1,05 калибра бомбы передней оконечности флюгерного насадка, с длиной корневой хорды каждого дестабилизатора 0,75 калибра бомбы и с длиной концевой хорды 0,475 калибра бомбы при угле стреловидности передней и задней кромок каждого дестабилизатора 60 и максимальным размахом двух раскрытых симметрично расположенных относительно оси бомбы дестабилизаторов, равным 1,10 калибра бомбы.

Корпус полезной нагрузки является составной частью корпуса бомбы.

Центр масс бомбы-прототипа находится на расстоянии 4,48...4,58 калибра бомбы от передней оконечности флюгерного насадка.

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

Предлагаемая в изобретении авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной гиростабилизированной головкой самонаведения содержит (см. фиг.2) последовательно соединенные носовой отсек 17 с передней частью 16, выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки и в которой размещен лазерный гиростабилизированный координатор цели, состоящий из лазерного преобразователя "излучение - сигнал" и двухосного гиростабилизатора, головной конусный отсек 18, в котором размещен электронный блок обработки принятого отраженного лазерного сигнала, дополнительный отсек 5 с блоком бортовой автоматики и с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами 6, установленными по X-образной схеме, носовой переходный отсек 7, отсек полезной нагрузки 8 с механизмом задействования 9, дополнительный цилиндрический отсек 10, хвостовой переходный отсек 11, хвостовой отсек 12 с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами 13, из которых после отделения выдвигаются стабилизирующие перья 14.

На цилиндрической оконечности бомбы установлены четыре поворотных аэродинамических руля 15, выполненных по биплановой схеме.

Предлагаемая самонаводящаяся бомба работает следующим образом.

После обнаружения цели летчиком (штурманом), прицеливания с помощью лазерно-телевизионной станции самолета-носителя и подсвета лазерной станцией самолета-носителя выбранной цели на авиационную бомбу с лазерной головкой самонаведения подается электропитание. В течение двух минут осуществляется разгон гироскопов.

После разгона гироскопов гироплатформа отклоняется по тангажу (угломестной плоскости) вниз на 6.

В этом положении она арретируется. Лазерный координатор цели готов к приему отраженного целью лазерного сигнала. Угол поля зрения координатора достаточно велик: 15, что обеспечивает высокую вероятность захвата отраженного целью лазерного излучения.

При входе самолета-носителя в зону сброса авиационная бомба с лазерной гиростабилизированной головкой самонаведения отделяется от самолета-носителя.

Преобразователь "излучение - сигнал" лазерной головки самонаведения через прозрачную полусферическую оболочку 16 готов к приему отраженного лазерного сигнала.

При отделении от носителя происходит раскрытие стабилизирующих перьев 14 и их выход из стабилизаторов 13. Одновременно раскрываются дестабилизаторы 6 бомбы.

Самонаведения бомбы на цель после сброса с самолета-носителя не происходит. В этот период блок бортовой автоматики, расположенный в дополнительном отсеке 5, формирует команду, в соответствии с которой сразу же после сброса осуществляется только угловая стабилизация бомбы, что обеспечивает безопасность отделения бомбы от самолета-носителя и исключение удара бомбы по самолету-носителю.

Гиростабилизатор координатора цели в это время находится в зааретированном положении.

В процессе дальнейшего полностью автономного полета телевизионный координатор цели при попадании отраженного целью лазерного сигнала в поле зрения объектива осуществляет захват цели.

Электронный блок обработки, расположенный в головном конусном отсеке 18, формирует управляющие сигналы на аэродинамические рули 15 бомбы с помощью блока системы управления, стоящего в хвостовом отсеке.

Автосопровождение цели осуществляется датчиком цели, работающим в ближнем ИК-диапазоне (=1,063 м). Датчик цели установлен на двухстепенном гиростабилизаторе, имеющем значительные углы прокачки. Значительные углы прокачки гиростабилизатора требуют, чтобы передняя часть носового отсека 17 была выполнена оптически прозрачной в форме полусферической оболочки 16. Автосопровождение цели осуществляется через эту оптически прозрачную оболочку, размеры которой позволяют обеспечить сопровождение цели при сбросах в широком диапазоне начальных условий.

Высокая маневренность бомбы обеспечивается балансировочными углами атаки (скольжения), создаваемыми аэродинамическими рулями 15, при наличии практически нейтральной устойчивости бомбы, реализуемой при конструктивно-аэродинамической оптимизации бомбы и выборе соответствующей центровки бомбы.

Близкая к нейтральной устойчивость бомбы обеспечивается выбором геометрических размеров и места установки дестабилизаторов 6, стабилизаторов 13 и стабилизирующих перьев 14.

Близкая к нейтральной устойчивость аппарата позволяет реализовать значительные перегрузки при рулевых агрегатах малой мощности. Малые шарнирные моменты на аэродинамических рулях обеспечиваются рациональным выбором биплановых рулей 15.

При встрече бомбы с целью срабатывает механизм задействования, а через установленное в нем замедление происходит дальнейшее срабатывание полезной нагрузки 8.

Цикл испытаний, которым были подвергнуты элементы бомбы, подтвердил оптимальность выбранной конструктивно-аэродинамической схемы, высокую точность попадания (Е_КВО=3...5 м).