Проходящая сегодня испытания авиабомба КАБ-250С (Патент РФ №2339905)

ССылка на текст патента

Ссылка на PDF файл

КАБ-250С представляет собой своего рода "работу над ошибками" допущенными при создании КАБ-500С, и конструктивно представляет собой нечто среднее между бомбами JDAM, в случае оснащения последних неохлаждаемой тепловизионной ГСН DAMASK, и крылатой бомбой GBU-53/B SDB II, так же с ГСН.

Несмотря на наличие неохлаждаемой тепловизионной ГСН КАБ-250С в сравнении с КАБ-500С во многом конструктивно упрощена. Вместо работающего от пороховых газов электротурбогенератора и использующих пороховые газы газовыхрулевых машинок, автономное электропитание КАБ-250С обеспечивают электрические батареи, а рулевые машинки воздушно-динамического привода используют в качестве рабочего тела набегающий воздушный поток.

И да, бомба КАБ-250С может быть сброшена с носителя на высокой сверхзвуковой скорости, что на ряду с крыльевым блоком многократно увеличивает её максимальную дальность полёта в сравнении с дальностью полёта КАБ-500С.





Почему КАБ-250С - работа над ошибками КАБ-500С, ясно по следующим следующим цитатам:






"...Известна самонаводящаяся бомба, стабилизированная по крену с инерциально-спутниковой системой навигации (Патент РФ 2247314 C1, заявка 2003123742/02 от 01.08.2003 г., опубликовано 27.02.2005 г., Бюл. №6). (моё примечание - КАБ-500С)

В данной самонаводящейся авиационной бомбе, стабилизированной по крену, устанавливаются две антенны глобальной спутниковой связи и одна для приема информации от наземной станции дифференциальных поправок, а также аппаратура глобальной спутниковой и инерциальной навигации.

[...]

Самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с аппаратурой спутниковой и инерциальной навигации, выполненная в соответствии с патентом РФ №2247314, обеспечивает сверхвысокую точность 3...5 м только при наличии станции дифференциальной привязки (опорной широкозонной наземной станции с точно известными координатами).

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

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

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

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

[...]

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

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

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

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

[...]

Предлагаемая в изобретении авиационная бомба работает следующим образом.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Частота обновления информации о положении центра масс авиабомбы в пространстве составляет 10 Гц.

В том случае, если из-за траекторных эволюции авиабомбы потеряно слежение за выбранным для навигации созвездием спутников, восстановление информации может осуществляться за время не более 3 сек.

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

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

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

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

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

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

[...]

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

Так как точность БИНС при коррекции от спутниковой навигационной системы достаточна высока (по уровню 3σ авиационная бомба, стабилизированная по крену, с инерциально-спутниковой системой наведения, патент № 2339905 точность не хуже 18 м), то требования к тепловизионной ГСН могут быть снижены.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Применение в предлагаемой авиабомбе тепловизионной ГСН, работающей на конечном участке траектории, позволяет обеспечить высокую конечную точность авиабомбы, 3...5 м по уровню 3σ. Эта точность обеспечивается даже в отсутствие дифференциальных поправок при работе приборов спутниковой навигации.

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