Корректируемая, самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену

Корректируемая, самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену

Реферат

 

Изобретение относится к авиационным боеприпасам. Корректируемая, самонаводящаяся бомба, стабилизированная на крену, содержит последовательно соединенные носовой отсек с телевизионным координатором цели, состоящим из телевизионной камеры и трехосного гиростабилизатора, головной цилиндрический отсек с электронным блоком обработки телевизионного сигнала, дополнительный отсек с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами, установленными по X-образной схеме, носовой переходный отсек, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, хвостовой переходный отсек, хвостовой отсек с блоками системы управления, источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами с установленными также на Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами с раскрывающимися перьями. Бомба управляется четырьмя аэродинамическими рулями, выполненными по биплановой схеме. Конструктивные характеристики и система самонаведения бомбы обеспечивают высокую надежность поражения целей, в том числе особопрочных. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки с помощью самолета-носителя на землю полезного груза с повышенной точностью (E_кво < 4 м) для разрушения каких-либо преград и заторов в экстремальных ситуациях при стихийных бедствиях, а также для разрушения особо прочных военных преград и сооружений типа железобетонных укрытий самолетов, ангаров, взлетно-посадочных полос.

Известны автономные летательные аппараты, стабилизируемые по крену, с телевизионной головкой самонаведения (ТГСН) с последовательно соединенными отсеком носовой части с головкой самонаведения, отсеком полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, а также хвостовым отсеком с установленными на нем Х-образно четырьмя стабилизаторами и четырьмя аэродинамическими рулями (Патент РФ N 2014559, заявка 92001864/23 от 22.10.92 г.).

Известны зарубежные корректируемые летательные аппараты, стабилизируемые по крену, состоящие из последовательно соединенных отсеков: носовой части с телевизионной головкой самонаведения, отсека базовой полезной нагрузки с механизмом задействования, хвостового приборного отсека с установленными на нем четырьмя стабилизаторами и рулями (В.Д.Дмитриев "Зарубежное военное обозрение", N 7, 1985 г., стр. 40...45).

Известна корректируемая авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения, содержащая последовательно соединенные флюгерный насадок с приемником отраженного лазерного излучения, закрепляемый посредством штанги на головной части летательного аппарата, 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 стабилизирующие перья. На цилиндрической оконечности корректируемой авиационной бомбы установлены четыре поворотных аэродинамических руля, выполненных по биплановой схеме (Патент РФ 2044255, заявка 93003032/23 от 19.01.93 г.).

Наиболее близким техническим решением по большинству конструктивных признаков является созданная в РФ и изготавливаемая серийно корректируемая авиационная бомба, стабилизированная по крену, с лазерной головкой самонаведения (патент РФ 2044255, заявка 93003032/23 от 19.01.93 г.). Данная авиационная бомба выбрана в качестве прототипа.

Корректируемая авиационная бомба, выбранная в качества прототипа, содержит последовательно соединенные флюгерный насадок с приемником отраженного лазерного излучения, закрепляемый посредством штанги на головной части летательного аппарата, 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 стабилизирующие перья. На цилиндрической оконечности корректируемой авиационной бомбы установлены четыре поворотных аэродинамических руля, выполненных по биплановой схеме.

Корректируемая авиационная бомба (КАБ), являющаяся прототипом, обладает оптимальной аэродинамической схемой, позволяющей реализовать значительные динамические перегрузки, обеспечивает широкую зону сброса КАБ, но имеет ряд недостатков, снижающих эффективность применения КАБ.

Это связано с тем, что самонаведение КАБ-прототипа обеспечивается по информационным сигналам, получаемым с пассивной лазерной головки самонаведения.

Приемник отраженного целью лазерного излучения размещен во флюгерном насадке КАБ-прототипа.

Активный лазерный излучатель, подсвечивающий цель, находится на самолете-носителе. Поэтому самолет-носитель после сброса КАБ-прототипа не может реализовать принцип применения оружия "сбросил - забыл". Летчик (штурман) обязан "подсвечивать" цель активной лазерной станцией самолета-носителя все то время, пока КАБ летит к цели.

Это существенно повышает вероятность поражения самолета-носителя КАБ средствами ПВО противника.

Кроме того, приемник отраженного целью лазерного излучения размещен во флюгерном насадке КАБ-прототипа. При этом приемник отраженного целью лазерного излучения стабилизируется по вектору скорости КАБ-прототипа и не обеспечивает тех максимальных точностей, которые реализуются при использовании преобразователей "излучение - сигнал", устанавливаемых на трехосном гиростабилизаторе головки самонаведения КАБ.

Применение стабилизированных координаторов цели позволяет повысить точность КАБ до E_кво = 2...3 м(вместо 4...5 м), обеспечиваемую приемниками лазерного излучения, устанавливаемых во флюгерном насадке.

Целью изобретения является обеспечение полной автономности применения КАБ и повышение ее точности попадания.

Поставленная цель достигается тем, что 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, установлены последовательно носовой отсек с телевизионным координатором цели, состоящий из телевизионной камеры и трехосного гиростабилизатора с передней частью, выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки, с радиусом, равным 0,26 диаметра КАБ, плавно сопряженной с наружным сферическим металлическим обтекателем с радиусом 0,3 калибра КАБ в плоскости, отстоящей от передней оконечности КАБ на расстоянии 0,13 калибра КАБ, и головной цилиндрический отсек с электронным блоком корреляционной обработки телевизионного сигнала с длиной 0,97 калибра КАБ и диаметром, равным одному калибру КАБ.

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

На фиг. 1 представлен общий вид корректируемой авиационной бомбы - прототипа.

На фиг. 2 представлен общий вид предлагаемой автономной корректируемой бомбы с телевизионной головкой самонаведения.

КАБ-прототип содержит последовательно соединенные флюгерный насадок (1) с приемником отраженного лазерного излучения, закрепленный посредством штанги (2) на головной части летательного аппарата, 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), установленные 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 КАБ, высотой 0,55 калибра КАБ и образующей, составляющей с продольной осью КАБ угол 11^o, а носовой переходный отсек (7) выполнен в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра КАБ, высота которого равна 0,5 калибра КАБ, а угол между образующей и продольной осью КАБ составляет 11^o, переходящего в цилиндр с диаметром и длиной, равными одному калибру КАБ, а дополнительный цилиндрический отсек (10) выполнен с диаметром и длиной, равными соответственно 1,0 и 0,3 калибра КАБ, хвостовой переходный отсек (11) выполнен в виде конуса с диаметром стыковки с цилиндрическим дополнительным отсеком, равным одному калибру КАБ, высотой 0,375 калибра КАБ и углом между образующей конуса и продольной осью КАБ 11^o, отсек полезной нагрузки (8) выполнен в виде цилиндра, диаметр которого равен одному калибру КАБ, а длина - 2,02 - 2,05 калибра КАБ, хвостовой отсек (12) с блоками системы управления бортовой автоматики, источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами выполнен в виде оконечного для КАБ цилиндра диаметром 0,68 - 0,7 и длиной 1,2-1,24 калибра КАБ, сопряженного с усеченным конусом высотой 0,37 - 0,38 калибра КАБ и углом между образующей конуса и продольной осью КАБ 11^o.

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

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

Корпус полезной нагрузки является составной частью корпуса КАБ.

Центр масс КАБ-прототипа находится на расстоянии 4,53 - 4,54 калибров КАБ от передней оконечности флюгерного насадка.

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

Предлагаемая в изобретении автономная корректируемая бомба, стабилизированная по крену, с телевизионной 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 телевизионный координатор цели, состоящий из телевизионной камеры и трехосного гиростабилизатора, головной цилиндрический отсек (18), в котором размещен электронный блок корреляционной обработки телевизионного сигнала, дополнительный отсек 5 с блоком бортовой автоматики и с четырьмя раскрывающимися дестабилизоторами (6), установленные по Х-образной схеме, носовой переходной 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 КАБ установлены четыре поворотных аэродинамических руля (15), выполненных по биплановой схеме.

Предлагаемая КАБ работает следующим образом.

После обнаружения цели летчиком (штурманом), прицеливания и захвата цели телевизионным координатором, размещенным в носовом отсеке 17, КАБ сбрасывается с самолета-носителя.

При этом в процессе прицеливания и захвата цели летчик (штурман) на самолетном телевизионном индикаторе выбирает точку на местности, куда с высокой точностью должен попасть летательный аппарат. Выбор этой точки осуществляется с помощью электронного перекрестия, накладываемого летчиком (штурманом) на эту точку. По отпусканию кнюппеля (механизма управления перекрестием) в блоке корреляционной обработки информации, стоящем в носовом отсеке 17, запоминается телевизионное изображение местности с целью в качестве эталонного изображения. Это эталонное изображение (каждый телевизионный кадр - 40 мс) сравнивается с текущим телевизионным изображением местности для формирования сигнала ошибки, отработка которого гиростабилизатором и обеспечивает высокую точность самонаведения КАБ.

Наличие запомненного на борту предлагаемой КАБ эталонного изображения цели позволяет обеспечить дальнейший полностью автономный, независимый от самолета-носителя полет КАБ к цели.

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

Самонаведение КАБ на цель в течение 2,5 с 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 КАБ, что обеспечивает безопасность отделения КАБ от самолета-носителя и исключение удара КАБ по самолету.

Координатор цели в это время продолжает автосопровождать заданную точку.

В процессе дальнейшего полностью автономного полета телевизионный координатор с блоком корреляционной обработки информации осуществляют измерение угловой скорости вращения линии визирования цели, формирование управляющих сигналов на аэродинамические рули 15 КАБ с помощью блока системы управления, стоящего в хвостовом отсеке 12.

Автосопровождение цели осуществляется датчиком цели, работающим в оптическом спектральном (0,4. . . 0,76) мкм и ближнем ИК-диапазоне (0,76...1,1 мкм). Телевизионный датчик цели установлен на трехстепенном 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 КАБ обеспечивается балансировочными углами атаки (скольжения) до 40^o, создаваемыми аэродинамическими рулями 15, при наличии практически нейтральной устойчивости летательного аппарата, реализуемой при конструктивно-аэродинамической оптимизации КАБ и выборе соответствующей центровки КАБ.

Близкая к нейтральной устойчивость КАБ обеспечивается рациональным 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 КАБ с целью срабатывает механизм задействования 9, а через установленное в нем замедление и последующее срабатывание полезной нагрузки 8.

Предлагаемая КАБ прошла цикл заводских испытаний, подтвердила оптимальность выбранной конструктивно-аэродинамической схемы, высокую точность попадания (E_кво < 4 м), возможность применения при высотах от 1 до 10 км, при скоростях сброса до 1400 км/ч.

Формула изобретения

Корректируемая, самонаводящаяся, авиационная бомба, стабилизированная по крену, содержащая последовательно соединенные отсеки аппаратуры самонаведения, дополнительный отсек с дестабилизаторами, выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,55 калибра бомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы угол 11^o, 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^o 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^o, переходящего в цилиндр с диаметром и длиной, равными одному калибру бомбы, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, выполненный в виде цилиндра, диаметр которого равен одному калибру бомбы, а длина - 2,02 - 2,05 калибра бомбы, дополнительный цилиндрический отсек, выполненный с диаметром и длиной, равными соответственно 1,0 и 0,3 калибра бомбы, хвостовой переходный отсек, выполненный в виде конуса с диаметром стыковки с цилиндрическим дополнительным отсеком, равным одному калибру бомбы, высотой 0,375 калибра бомбы и уголом между образующей конуса и продольной осью бомбы 11^o, хвостовой отсек с блоками системы управления, 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 и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы, равным 11^o, и с 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 стабилизаторов равен 52^o, 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^o, 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 дополнительным отсеком с дестабилизаторами установлены последовательно носовой отсек с телевизионным координатором цели, состоящий из телевизионной камеры и трехосного гиростабилизатора, с передней частью, выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки с радиусом, равным 0,26 калибра бомбы, плавно сопряженной с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя с радиусом 0,3 калибра бомбы в плоскости, отстоящей от передней оконечности бомбы на расстоянии 0,13 калибра бомбы, и головной цилиндрический отсек с электронным блоком корреляционной обработки телевизионного сигнала с длиной 0,97 калибра бомбы и диаметром, равным одному калибру бомбы, а центр масс бомбы находится на расстоянии 4,48...4,52 калибра бомбы от передней оконечности носового отсека бомбы.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2