Патент на изобретение №2204796

(54) САМОНАВОДЯЩАЯСЯ АВИАЦИОННАЯ БОМБА, СТАБИЛИЗИРОВАННАЯ ПО КРЕНУ

(57) Реферат:

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки на землю боевой нагрузки с повышенной точностью для поражения живой силы, расположенной в укрытиях скального типа, пещерах, шахтах и т.п. В бомбе последовательно за дополнительным отсеком бортовой автоматики и механизмом раскрытия четырех дестабилизаторов смонтирован отсек с приборами взрывателя, выполненный в виде усеченного конуса определенной высоты. Переходный отсек выполнен в виде усеченного конуса определенной высоты. Боевая часть состоит из последовательно соединенных передней части, выполненной в виде тонкостенной цилиндрической оболочки, центральной части, выполненной в виде тонкостенного цилиндра, задней части, выполненной в виде тонкостенного усеченного конуса определенной высоты, основания, равного диаметру авиабомбы и образующей, составляющей с продольной осью авиабомбы угол 15^o. Инерционные датчики подрыва боевой части установлены на внутренней поверхности носовой части на определенном расстоянии от ее носа. Такое выполнение бомбы позволяет значительно повысить ее эффективность в процессе применения при избирательном поражении. 2 ил.

Изобретение относится к авиационным боеприпасам и может быть использовано для доставки с помощью самолета-носителя на землю боевой нагрузки с повышенной точностью (Е_кво4 м) для поражения живой силы, расположенной в укрытиях скального типа, пещерах, шахтах, обвалованиях из каменной кладки и т.д.

Известны самонаводящиеся авиационные бомбы, 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 авиационные самонаводящиеся бомбы, 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 (Дмитриев В.Д. “Новые управляемые авиационные бомбы”. “Зарубежное военное обозрение”, 1985 г., 7, стр.40-45; Седых Р. “Управляемые авиационные бомбы США”. “Зарубежное военное обозрение”, 1986 г., 6, стр.38-43).

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.).

Известна самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, содержащая последовательно соединенные носовой отсек с телевизионным координатором цели, состоящий из телевизионной камеры и трехосного гиростабилизатора, с передней частью, выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки, плавно сопряженной с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя, и головной цилиндрический отсек с электронным блоком корреляционной обработки телевизионного сигнала, дополнительный отсек с дестабилизаторами, выполненный в виде усеченного конуса, а каждый из четырех дестабилизаторов, установленных по Х-образной схеме, выполнен в виде раскрывающейся пластины, носовой переходной отсек, выполненный в виде усеченного конуса, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, выполненный в виде цилиндра, дополнительный цилиндрический отсек, хвостовой переходный отсек, выполненный в виде конуса, хвостовой отсек с блоками системы управления, источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами и с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами, из которых выдвигаются стабилизирующие перья.

Бомба управляется поворотными рулями, выполненными по биплановой схеме и установленными в створе со стабилизаторами бомбы (патент РФ 2156954 от 27.09.2000 г. Бюл. 27, заявка 99123829/02 от 10.11.99 г.).

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

Самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, выбранная в качестве прототипа, содержит последовательно соединенные носовой отсек с телевизионным координатором цели, состоящий из телевизионной камеры и трехосного гиростабилизатора, цилиндрический отсек с электронным блоком корреляционной обработки телевизионного сигнала, дополнительный отсек с дестабилизаторами, выполненный в виде усеченного конуса, а каждый из четырех дестабилизаторов, установленных по X-образной схеме, выполнен в виде раскрывающейся пластины, носовой переходный отсек, выполненный в виде усеченного конуса, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования, выполненный в виде цилиндра, дополнительный цилиндрический отсек, хвостовой переходный отсек, выполненный в виде конуса, хвостовой отсек с блоками системы управления, источником электропитания и четырьмя рулевыми приводами и с установленными на нем по Х-образной схеме четырьмя стабилизаторами, из которых выдвигаются стабилизирующие перья.

Самонаводящаяся бомба – прототип, стабилизированная по крену, управляется аэродинамическими поворотными рулями, выполненными по биплановой схеме и установленными в створе со стабилизаторами бомбы.

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 ее эффективность при применении в горных условиях при поражении живой силы, расположенной в укрытиях скального типа, пещерах, шахтах, обвалованиях из каменной кладки и т.д.

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 и т.д.

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 и т.д. Это связано с тем, что при углублении бомбы ударная воздушная волна ослабляется, что ведет к снижению 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 поверхностный объемный взрыв с высоким избыточным давлением на фронте ударной волны давления на весьма больших расстояниях от точки подрыва боевой части.

Задачей изобретения является обеспечение высокой 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.

Поставленная задача достигается тем, что самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, содержащая последовательно соединенные 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 0,6 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^o, а каждый из четырех дестабилизаторов выполнен в виде раскрывающейся пластины, устанавливаемой в раскрытом положении в створе со стабилизатором бомбы с длиной корневой хорды 0,75 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, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования в виде цилиндра диаметром, равным калибру бомбы, а длина от 2,02 до 2,05 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^o, 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 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 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, согласно заявленному изобретению в авиационной бомбе последовательно за дополнительным отсеком бортовой автоматики и механизмом раскрытия четырех дестабилизаторов монтированы отсек с приборами взрывателя, выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,23-0,25 калибра авиабомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы угол 11^o, переходный отсек, выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,49-0,52 калибра авиабомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы 11^o, переходящего в цилиндр с диаметром, равным одному калибру авиабомбы, и высотой 0,41 калибра авиабомбы, боевая часть, 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 диаметру авиабомбы, и образующей, составляющей с продольной осью авиабомбы угол 15^o; 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.

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

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

В авиационной бомбе-прототипе установлены последовательно соединенные носовой отсек (2) с телевизионным координатором цели, состоящим из телевизионной камеры и трехосного гиростабилизатора, с передней частью (1), выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки с радиусом, равным 0,26 калибра бомбы (d), 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 (3) с электронным блоком корреляционной обработки телевизионного сигнала с длиной 0,97 калибра бомбы и диаметром, равным 0,6 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, составляющей с продольной осью бомбы угол 11^o, a 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 (6), 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 (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^o, хвостовой отсек (11) 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 калибра бомбы и углом между образующей конуса и продольной осью бомбы, равным 11^o, 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^o, 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^o, 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, содержит (см. фиг.2) последовательно соединенные носовой отсек (2) с передней частью (1), выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки и в которой размещен телевизионный координатор цели, состоящий из телевизионной камеры и трехосного гиростабилизатора, головной цилиндрический отсек (3), в котором размещен электронный блок корреляционной обработки телевизионного сигнала, дополнительный отсек (4) с блоком бортовой автоматики и с механизмом раскрытия четырех дестабилизаторов (5), установленных по Х-образной схеме, отсек с установленными в нем приборами взрывателя (15), переходный отсек (16), боевую часть, состоящую 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 стабилизирующие перья (13). На цилиндрической оконечности бомбы установлены четыре поворотных аэродинамических руля (14), выполненных по биплановой схеме.

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

Предлагаемая самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, работает следующим образом.

После обнаружения цели летчиком (штурманом), прицеливания и захвата цели телевизионным координатором, размещенным в носовом отсеке (2), самонаводящаяся стабилизированная по крену авиабомба 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 должна попасть самонаводящаяся бомба. 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 головном цилиндрическом отсеке (3), 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 обеспечивает высокую точность самонаведения бомбы.

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

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

Самонаведение бомбы на цель в течение 2,5 с 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.

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 (14) бомбы с помощью блока системы управления, стоящего в хвостовом отсеке (11).

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 (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 большими углами атаки (скольжения), создаваемыми аэродинамическими рулями (14), при наличии практически нейтральной устойчивости бомбы, реализуемой при конструктивно-аэродинамической оптимизации бомбы и выборе соответствующей ее центровки.

Близкая к нейтральной устойчивость бомбы обеспечивается рациональным 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 инерционные датчики взрывателя 20, 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 носовую часть (3) авиабомбы.

Это увеличивает расстояние между местом нахождения контактных инерционных датчиков в ТГСН 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 носовом отсеке выявлена по результатам испытаний.

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

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

Система инерционных датчиков, размещенных в носовой 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 дотов, расчета зенитного пулемета в обваловании из каменной кладки и т.д.

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 и т.д.

Формула изобретения

Самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, содержащая последовательно соединенные 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 0,6 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^o, а каждый из четырех дестабилизаторов выполнен в виде раскрывающейся пластины, устанавливаемой в раскрытом положении в створе со стабилизатором бомбы с длиной корневой хорды 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, отсек полезной нагрузки с механизмом задействования в виде цилиндра диаметром, равным калибру бомбы, а длина от 2,02 до 2,05 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^o, 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 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 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 монтированы отсек с приборами взрывателя, выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,23-0,25 калибра авиабомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы 11^o, переходный отсек, выполненный в виде усеченного конуса высотой 0,49-0,52 калибра авиабомбы и образующей, составляющей с продольной осью бомбы 11^o, переходящего в цилиндр с диаметром, равным одному калибру авиабомбы и высотой 0,41 калибра авиабомбы, боевая часть, 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 диаметру авиабомбы, и образующей, составляющей с продольной осью авиабомбы угол 15^o; 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.

РИСУНКИ