самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения

Формула изобретения

Самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения, содержащая последовательно соединенные носовой отсек с лазерным гиростабилизированным координатором цели, состоящим из лазерного преобразователя "излучение-сигнал", установленного на двухосном гиростабилизаторе, с передней частью, выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки с радиусом, равным 0,13 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, дополнительный отсек с блоком бортовой автоматики и с механизмом раскрытия четырех дестабилизаторов, выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,31-0,33 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 стабилизатором бомбы с длиной корневой ходы 0,75 калибра бомбы при угле стреловидности передней и задней кромок каждого дестабилизатора 60° и максимальном размахе двух раскрытых симметрично расположенных относительно оси бомбы дестабилизаторов, равном 1,10 калибра бомбы, хвостовой отсек с блоками системы управления бортовой автоматики, источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами, выполненный 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 11°, и установленными на отсеке по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами, длина корневой хорды каждого из которых составляет 1,98-2,0 калибра бомбы, длина концевой хорды - 1,84-1,85 калибра бомбы, угол стреловидности стабилизатора 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 бомбы, 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 в авиационной бомбе последовательно за дополнительным отсеком бортовой автоматики и механизмом раскрытия четырех дестабилизаторов смонтированы отсек с приборами взрывателя, выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,23-0,25 калибра авиабомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы 11°, переходный отсек, выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,49-0,52 калибра авиабомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы 11°, переходящего в цилиндр с диаметром, равным одному калибру авиабомбы, и высотой 0,41 калибра авиабомбы, боевая часть, содержащая термобарический взрывчатый состав, состоящая из последовательно соединенных передней части, выполненной в виде тонкостенной цилиндрической оболочки диаметром, равным 0,76 калибра авиабомбы, и длиной 0,64 калибра авиабомбы, центральной части, выполненной в виде тонкостенного цилиндра длиной 2,876-2,886 диаметра авиабомбы, являющегося частью корпуса авиабомбы, задней части, выполненной в виде тонкостенного усеченного конуса с высотой, равной 0,48 диаметра авиабомбы, основанием, равным калибру авиабомбы, и образующей, составляющей с продольной осью авиабомбы угол 15°; при этом инерционные датчики подрыва боевой части установлены на внутренней поверхности носовой части на расстоянии не более 0,625-0,636 калибра авиабомбы от ее носа.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационным боеприпасам и может быть использовано для доставки с помощью самолета-носителя на землю специальной боевой нагрузки для поражения живой силы, расположенной в укрытиях скального типа, пещерах, шахтах, обвалованиях из каменной кладки.

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 Х-образно укреплены четыре стабилизатора с выдвижными перьями и четырьмя аэродинамическими рулями.

Подобные зарубежные авиационные бомбы с лазерными головками самонаведения описаны в статьях В.Д.Дмитриева "Новые управляемые авиационные бомбы" (см. "Зарубежное военное обозрение" №№7, 1985, с.40-45); Седых Р. "Управляемые авиационные бомбы США". "Зарубежное военное обозрение", 1986 г., №6, стр.38-43.

Наиболее широко распространены за рубежом авиационные бомбы с лазерной головкой самонаведения типа PAVEWAY I, PAVEWAY II разработки США. 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/B, GBU 12 E/B, GBU 16 В/В, GBU 16 С/В.

Указанные авиабомбы отличаются 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 Х-образной схеме аэродинамическими рулями, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, 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 неуправляемых фугасных бомб. Масса GBU 10 Е/В, ее длина, диаметр, положение центра масс не оптимизировались, исходя из условий обеспечения высокой маневренности авиационной бомбы.

Известна отечественная авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения, выполненная в соответствии с патентом №2044255 (заявка №93003032/23 от 19.01.93 г.) и содержащая последовательно соединенные флюгерный насадок с приемником отраженного лазерного излучения, закрепленного посредством штанги на головной части бомбы, включающей отсек с электронным блоком лазерного координатора и отсек с электронно-вычислительным устройством лазерной головки самонаведения, дополнительный отсек с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами, установленными по Х-образной схеме, носовой переходный отсек, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, дополнительный цилиндрический отсек, хвостовой переходный отсек, хвостовой отсек с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами, из которых после отделения выдвигаются перья; на цилиндрической оконечности летательного аппарата установлены четыре поворотных аэродинамических руля, выполненных по биплановой схеме.

Основным недостатком указанной авиационной бомбы является то, что приемник отраженного целью лазерного излучения размещен во флюгерном насадке авиационной бомбы. 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 самонаводящаяся авиационная бомба не обеспечивает тех максимальных точностей, которые реализуются при использовании преобразователей "излучение - сигнал", устанавливаемых на гиростабилизаторах.

Выявленная при большом количестве сбросов точность данной самонаводящейся авиационной бомбы с лазерной головкой самонаведения в различных погодных условиях составила Е_кво=5...7 м.

Известна отечественная самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения, выполненная в соответствии с патентом №2228510 от 10.05.2004 г., Бюл. №13, заявка 2002132927/02 от 09.12.2002 г.

Эта авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной гиростабилизированной головкой самонаведения содержит последовательно соединенные носовой отсек с передней частью, 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, в котором размещен электронный блок обработки принятого отраженного лазерного сигнала, дополнительный отсек с блоком бортовой автоматики и с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами, установленными по Х-образной схеме, носовой переходный отсек, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, дополнительный цилиндрический отсек, хвостовой переходный отсек, хвостовой отсек с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами, из которых после отделения выдвигаются стабилизирующие перья.

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

В авиационной бомбе, выполненной в соответствии с патентом РФ №2228510, достигнут новый технический результат - повышение точности попадания авиационной бомбы до Е_кво=3...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 данному 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, плавно сопряженной с наружным металлическим обтекателем, выполненным в виде усеченного конуса, и головной конусный отсек с электронным блоком обработки принятого лазерного сигнала.

Данная самонаводящаяся бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения по большинству конструктивных признаков совпадает с предлагаемым изобретением и выбрана в качестве прототипа.

Самонаводящаяся авиационная бомба, являющаяся прототипом, обладает оптимальными аэродинамической схемой и конструктивными характеристиками, позволяющими реализовать значительные динамические перегрузки, что обеспечивает широкую зону сброса бомбы и высокую точность попадания, но имеет недостаток, снижающий боевую эффективность при применении в горных условиях при поражении живой силы, расположенной в укрытиях скального типа, пещерах, шахтах, обвалованиях из каменной кладки.

Это связано с тем, что в качестве боевых частей авиационных бомб аналогов и прототипа используются фугасные и проникающие боевые части. Указанные боевые части оптимальны при поражении целей типа различного рода преград, железобетонных укрытий самолетов, мостов, промышленных сооружений, кораблей.

Взрыв подобных боевых частей (БЧ) происходит после удара авиационной бомбы о преграду и проникновения БЧ через преграду или после заглубления БЧ в землю.

Указанные авиационные бомбы с подобными БЧ недостаточно эффективны в условиях горной местности при поражении живой силы, расположенной в прискальных дотах, пещерах, шахтах, обвалованиях. Это связано с тем, что при углублении бомбы ударная воздушная волна ослабляется, что ведет к снижению боевой эффективности авиабомбы при борьбе с противником, использующим природные условия для защиты от поражения авиабомбами.

Авиационная бомба-прототип не в состоянии так перераспределить энергию ударной волны во времени и пространстве, чтобы обеспечить весьма высокую эффективность боеприпаса в горных условиях, где скалы, валуны, пещеры, шахты и т.д. обеспечивают надежную защиту от авиабомб с фугасными БЧ.

Установка в отсеке полезной нагрузки специально выполненного объекта воздействия с термобарическим взрывчатым составом обеспечивает объемный взрыв с высоким избыточным давлением на фронте ударной волны давления на весьма больших расстояниях от точки подрыва боевой части.

Технической задачей изобретения является обеспечение высокой боевой эффективности самонаводящейся бомбы в процессе ее применения при избирательном поражении живой силы, особенно в горной местности, с помощью перераспределения энергии ударной волны во времени и пространстве.

Поставленный технический результат в изобретении достигается тем, что вместо фугасной боевой части в авиационной бомбе-прототипе использована боевая часть, снаряженная термобарическим взрывчатым составом. Боевая часть авиабомбы при этом обеспечивает мощный поверхностный объемный взрыв.

Поверхностный объемный взрыв так перераспределяет энергию ударной волны во времени и пространстве, что обеспечивает получение высокого избыточного давления на фронте ударной волны на расстояниях от точки подрыва БЧ, значительно больших, чем при взрыве БЧ прототипа.

При взрыве ударная волна проникает в пещеры, шахты, огибает защитные обвалования, поражает живую силу в скальных укрытиях.

Датчики взрывателя вынесены в носовую часть авиабомбы (в лазерную головку самонаведения).

Это увеличивает расстояние между местом нахождения контактных инерционных датчиков и механизмом задействования, создавая эффект выносного упредителя, позволяющего обеспечить надповерхностный подрыв боевой части и исключить преждевременное (до взрыва) разрушение БЧ, что является решающим фактором при применении БЧ данного типа.

Необходимость установки датчиков взрывателя боевой части в лазерной ГСН выявлена по результатам испытаний.

В ходе испытаний было установлено, что выбранное место расположения датчиков взрывателя в ГСН позволяет отсрочить время разрушения источников питания взрывателя, приборов взрывателя и жгутов и получить сигнал от инерционных датчиков для введения в действие БЧ.

Система инерционных датчиков, размещенных в лазерной ГСН авиабомбы, позволяет задействовать взрывательное устройство БЧ авиабомбы, обеспечивая циклограмму реализации объемного взрыва.

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

На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой авиационной бомбы, стабилизированной по крену, с лазерной ГСН и боевой частью объемного действия.

В авиационной бомбе-прототипе установлены последовательно соединенные носовой отсек (2) с лазерным гиростабилизированным координатором цели, состоящим из лазерного преобразователя "излучение-сигнал", установленного на двухстепенном гиростабилизаторе, с передней частью (1), выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки с радиусом, равным 0,13 калибра бомбы (d), 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 (3) 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, дополнительный отсек бомбы (4) с блоком бортовой автоматики и с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами (5), выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,55 калибра бомбы и образующей составляющий 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 (6), выполненный в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра бомбы, высота которого рана 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, отсек полезной нагрузки (7) с механизмом задействования (8), выполненный в виде цилиндра, диаметр которого равен одному калибру бомбы, а длина - 2,02-2,05 калибра бомбы, дополнительный цилиндрический отсек (9), выполненный с диаметром и длиной, равными соответственно 1,0 и 0,3 калибра бомбы, хвостовой переходный отсек (10), 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 11°, хвостовой отсек (11) с блоками системы управления, с источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами, выполненный 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 установленными на отсеке по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами (12), 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 (13), 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 (14), 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.

Корпус полезной нагрузки (7) авиабомбы-прототипа является частью корпуса бомбы.

Предлагаемая в изобретении самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной ГСН содержит (см. фиг.2) последовательно соединенные носовой отсек (2) с лазерным гиростабилизированным координатором цели, состоящим из лазерного преобразователя "излучение-сигнал", установленного на двухстепенном гиростабилизаторе, с передней частью (1), выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки с радиусом, равным 0,13 калибра бомбы (d), 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 (3) 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, дополнительный отсек бомбы (4) с блоком бортовой автоматики и с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами (5), выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,31-0,33 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 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; отсек с установленными в нем приборами взрывателя (15), переходный отсек (16), боевая часть, состоящая из передней, центральной и задней частей БЧ (17, 18, 19) с механизмом задействования (8), хвостовой отсек (11) с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами (12), из которых после отделения выдвигаются перья (13). На цилиндрической оконечности бомбы установлены четыре поворотных аэродинамических руля (14), выполненные по биплановой схеме.

При этом инерционные датчики взрывателя боевой части (20) установлены на внутренней поверхности головного конусного отсека (3) авиабомбы на расстоянии от носовой оконечности не более 0,625-0,636 калибра авиабомбы.

При этом отсек (15) с приборами взрывателя выполнен в виде усеченного конуса высотой 0,23-0,25 калибра авиабомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы 11°, переходный отсек (16), выполнен в виде усеченного конуса высотой 0,49-0,52 калибра авиабомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы 11°, переходящего в цилиндр с диаметром, равным одному калибру авиабомбы и высотой 0,41 калибра авиабомбы. Боевая часть объемного действия состоит из последовательно соединенных передней части (17), выполненной в виде тонкостенной цилиндрической оболочки диаметром, равным 0,76 калибра авиабомбы, и длиной 0,64 калибра авиабомбы, центральной части (18), выполненной в виде тонкостенного цилиндра длиной 2,876-2,886 калибра авиабомбы, являющегося частью корпуса авиабомбы, задней части (19), выполненной в виде тонкостенного усеченного конуса с высотой, равной 0,48 калибра авиабомбы, основанием, равным калибру авиабомбы, и образующей, составляющей с продольной осью авиабомбы угол 15°, хвостовой отсек (11) с блоками системы управления бортовой автоматики, источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами, выполнен в виде оконечного для бомбы цилиндра диаметром 0,68-0,7 калибра авиабомбы 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 11°. На отсеке установлены по Х-образной схеме четыре стабилизатора (12), длина корневой хорды каждого из которых составляет 1,9-2,0 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. Выдвигаемые из стабилизаторов стабилизирующие перья (13) имеют длину 0,41-0,43 калибра бомбы. 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. Аэродинамические поворотные рули бомбы (14) выполнены по биплановой схеме и установлены в створе со стабилизаторами. Ось вращения каждого руля расположена на расстоянии 0,11-0,12 калибра бомбы от задней кромки стабилизатора, хорда каждого руля составляет 0,2-0,21 калибра бомбы.

Предлагаемая самонаводящаяся бомба, стабилизированная по крену, с лазерной ГСН 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 гиростабилизатора ГСН.

После разгона гироскопов гироплатформа отклоняется по тангажу (в 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 предлагаемая авиационная бомба с лазерной гиростабилизированной головкой самонаведения отделяется от самолета-носителя.

Преобразователь "излучение-сигнал" лазерной головки самонаведения через прозрачную полусферическую оболочку 1 готов к приему отраженного лазерного сигнала.

При отделении от носителя происходит раскрытие стабилизирующих перьев 13 и их выход из стабилизаторов 12. Одновременно раскрываются дестабилизаторы 5 бомбы.

Самонаведения бомбы на цель после сброса с самолета-носителя не происходит. В этот период блок бортовой автоматики, расположенный в дополнительном отсеке 4, 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 лазерный координатор цели при попадании отраженного целью лазерного сигнала в поле зрения объектива осуществляет захват цели.

Электронный блок обработки, расположенный в головном конусном отсеке 3, формирует управляющие сигналы на аэродинамические рули 14 бомбы с помощью блока системы управления, стоящего в хвостовом отсеке (11).

Автосопровождение цели осуществляется датчиком цели, работающим в ближнем ИК - диапазоне ( =1,063 мкм). Датчик цели установлен на двухстепенном гиростабилизаторе, имеющем значительные углы прокачки. Значительные углы прокачки гиростабилизатора требуют, чтобы передняя часть носового отсека (2) была выполнена оптически прозрачной в форме полусферической оболочки (1). 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 14, 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 (5), стабилизаторов (12) и стабилизирующих перьев (13).

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 (14).

При встрече авиабомбы с преградой в момент удара возникает волна разрушения авиабомбы.

Опережая волну разрушения, срабатывают датчики взрывателя 20, расположенные в головном конусном отсеке (3) приборы взрывателя, установленные в отсеке 15, взрыватель 8 и боевая часть. Переходный отсек (16) позволяет увеличить объем термобарического взрывчатого вещества за счет внедрения в его объем передней части БЧ (17).

Боевая часть (17, 18, 19) снаряжена термобарическим взрывчатым составом. Боевая часть авиабомбы обеспечивает мощный поверхностный объемный взрыв в условиях, когда волна разрушения еще не достигла БЧ. Это обеспечивается тем, что датчики взрывателя вынесены в головную часть (3) авиабомбы.

Это увеличивает расстояние между местом нахождения контактных инерционных датчиков и механизмом задействования (8), создавая эффект выносного упредителя, позволяющего обеспечить надповерхностный подрыв боевой части и исключить преждевременное (до взрыва) разрушение БЧ, что является решающим фактором при применении БЧ данного типа.

Время действия замыкателей в ряде условий встречи составляет 1,5-2,0 мс.

Поверхностный объемный взрыв так перераспределяет энергию ударной волны во времени и пространстве, что обеспечивает получение высокого избыточного давления на фронте ударной волны на расстояниях от точки подрыва БЧ, значительно больших, чем при взрыве БЧ прототипа, хотя вес БЧ прототипа больше веса БЧ предлагаемой авиабомбы.

Необходимость установки датчиков взрывателя боевой части в головном отсеке выявлена по результатам испытаний.

В ходе испытаний установлено, что выбранное расположение датчиков взрывателя позволяет отсрочить время разрушения питания взрывателя, приборов взрывателя и жгутов и получить сигнал от инерционных датчиков для введения в действие БЧ.

Эксперименты показали, что перегрузки, возникающие в лазерной ГСН в районе расположения датчиков, при ударе составляют 200-600 единиц.

Система инерционных датчиков, размещенных в головной части авиабомбы, позволяет задействовать взрывательное устройство БЧ авиабомбы, обеспечивая циклограмму реализации объемного взрыва.

Соответствующие испытания показали высокую боевую эффективность объемного взрыва.

Оценивалось поражение живой силы, расположенной в укрытиях скального типа, прискальных дотах, расчетов зенитного пулемета в обваловании из каменной кладки.

Учитывалось 70 реальных сюжетов местности с 262 объектами поражения.

Результаты анализа подтвердили, что с вероятностью, близкой к 1, во всех случаях обеспечивается поражение выбранных целей при применении авиабомбы, выполненной по настоящему изобретению.

Решение соответствующей боевой задачи с помощью авиабомбы-прототипа требует расхода авиабомб примерно в 3 раза больше.

Изобретение весьма эффективно в горных условиях при поражении живой силы, расположенной в укрытиях скального типа, пещерах, шахтах, обвалованиях из каменной кладки.