Авиационная бомба, стабилизированная по крену

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки с самолета-носителя на землю объекта воздействия с повышенной точностью для разрушения в экстремальных ситуациях заторов, для предотвращения селей, а также для разрушения при проведении боевых действий ж/д и шоссейных мостов, военно-промышленных объектов, самолетов на открытых стоянках и в обвалованиях, транспортных и военных кораблей. Бомба содержит последовательно соединенные головной отсек, отсек полезной нагрузки с взрывателем, хвостовой отсек, включающий аппаратуру системы управления, турбогенераторный источник электропитания, четыре рулевых машинки газового привода, четыре стабилизатора, расположенные по Х-образной схеме с четырьмя аэродинамическими рулями. Конструктивно-аэродинамическая компоновка авиабомбы выполнена так, что в ней реализуется малая статическая устойчивость, что позволяет маломощным рулевым машинкам газового привода с аэродинамическими рулями небольшой площади отклонять авиабомбу на значительные углы атаки (скольжения) и обеспечивать тем самым высокую маневренность авиабомбы. Система управления авиабомбы формирует крутые попадающие траектории, что совместно с увеличенной массой объекта воздействия, его конструктивными параметрами позволяет реализовать высокую результирующую эффективность авиабомбы. Точность попадания авиабомбы сравнима с точностью авиабомб с телевизионной головкой самонаведения (ГСН) с корреляционным алгоритмом обработки информации. Стоимость предлагаемой авиабомбы ниже, чем стоимость авиабомб с телевизионной ГСН. Предлагаемая авиабомба, имея высокую маневренность, не ограничивает действия летчика (штурмана) и возможности самолетов-носителей. 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки с самолета-носителя на землю нагрузки воздействия с повышенной точностью для разрушения каких-либо преград и заторов в экстремальных ситуациях, для предотвращения селей, а также для уничтожения при проведении боевых действий военно-промышленных объектов и сооружений, самолетов на открытых стоянках и в обвалованиях, транспортных и военных кораблей.

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 нагрузки воздействия с расположенным в его донной части механизмом задействования, а также хвостовой отсек, на котором Х-образно укреплены четыре стабилизатора с четырьмя аэродинамическими рулями.

Наиболее широко распространены за рубежом авиационные бомбы с лазерной головкой самонаведения типа PAVEWAY 1, PAVEWAY 2 разработки США (см. JANE'S WEAPON SYSTEMS, 1987 - 1988 гг. PARIS, стр. 170, 171, стр. 782,783 соответственно). В серию лазерных авиабомб PAVEWAY 1 входят авиабомбы GBU 10 А/В, GBU 11 А/В, GBU 12 А/В. В серию лазерных бомб авиабомб PAVEWAY 2 входят авиабомбы GBU 10 Е/В, GBU 10 F/B, GBU 12 D/B, GBU 12 E/B, GBU 16 В/В, GBU 12 С/В.

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

Стабилизированная по крену авиабомба 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 нагрузки воздействия 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, где Е_кво - круг вероятного отклонения, но имеет ряд недостатков, снижающих ее эффективность и ограничивающих зону ее сброса и условия применения.

Авиационная бомба GBU 10 Е/В сбрасывается с самолета-носителя на цель из узкой, ограниченной области, начальные условия которой по дальности относа бомбы, скорости и углу планирования соответствуют попаданию бомбы в цель при практически баллистическом полете.

Это объясняется тем, что GBU 10 Е/В выполнена с использованием боевых частей от уже имеющихся в арсеналах в большом количестве неуправляемых фугасных бомб. Масса GBU 10 Е/В, ее длина, диаметр, положение центра масс не оптимизировались, исходя из условий обеспечения высокой маневренности авиационной бомбы.

Одним из существенных недостатков авиационной бомбы, оснащенной флюгерной лазерной головкой самонаведения (ГСН), является заметное снижение точности наведения на цель в условиях ветра, особенно при скоростях ветра больше 10-15 м/с, в силу особенностей флюгерной лазерной ГСН, а также невозможности реализации при данной ГСН оптимального закона наведения авиационной бомбы, обеспечивающего высокую точность и эффективность воздействия бомбы на выбранные цели.

Известна авиационная бомба, стабилизированная по крену, содержащая последовательно соединенные головной отсек с телевизионным координатором цели, блоком корреляционной обработки информации и установленными Х-образно на отсеке четырьмя дестабилизаторами, дополнительный тонкостенный переходный отсек с блоком бортовой автоматики, отсек нагрузки воздействования с механизмом задействования, хвостовой отсек с блоком системы управления, турбогенераторным источником энергии и четырьмя X-образно закрепленными на нем стабилизаторами с аэродинамическими рулями. В донную часть бомбы симметрично между боковыми стабилизаторами выведены выхлопные патрубки турбогенератора (патент РФ №2014559, заявка №92001864/23 от 22.10.92 г., Бюл. №11 от 15.06.94).

Учитывая идентичность ряда отсеков авиационной бомбы, выполненной по патенту РФ №2014559, и предлагаемой в данном изобретении авиационной бомбы, авиационная бомба, выполненная по патенту РФ №2014559, выбрана в качестве прототипа.

На фиг.1, 2 изображен общий вид авиабомбы-протопипа.

На фиг.3 представлен общий вид предлагаемой авиационной бомбы, стабилизированной по крену, с лазерной гиростабилизированной головкой самонаведения.

Авиационная бомба-прототип, стабилизированная по крену (патент РФ №2014559), содержит последовательно соединенные головной отсек 1 с телевизионным координатором, блоком корреляционной обработки информации и установленными Х-образно на отсеке четырьмя дестабилизаторами 2, дополнительный тонкостенный переходной отсек 3 с самоцентрирующимся замковым механизмом 4 и разъемным кожухом 5, отсек полезной нагрузки 6 с механизмом задействования 7, хвостовой отсек 8 с блоком системы управления, турбогенераторным источником энергии и четырьмя Х-образно закрепленными на нем стабилизаторами 9 с аэродинамическими рулями 10. Между боковыми стабилизаторами на днище бомбы симметрично выведены выхлопные патрубки турбогенератора 11 (фиг.1, 2). При этом между головным отсеком и отсеком воздействия (полезного груза) установлен дополнительно тонкостенный переходной отсек с блоком бортовой автоматики, размещенном в объеме вокруг усиленного толстостенного обтекателя носовой части полезного груза, самоцентрирующийся замковый механизм и разъемный кожух, при этом дополнительный отсек герметично донной частью насажен на оживальную часть обтекателя полезного груза и закреплен самоцентрирующимся замковым механизмом, закрытым разъемным кожухом, обтекатель головного отсека в передней части выполнен оптически прозрачным в форме полусферической оболочки с диаметром, равным от 0,85 до 0,87 калибра бомбы (d), и плавно сопряжен с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя в плоскости, отстоящей от передней оконечности бомбы на расстоянии от 0,21 до 0,22 калибра, а на задней части головного отсека - на расстоянии от 1,55 до 1,65 калибра от передней оконечности аппарата установлены по Х-образной схеме четыре дестабилизатора в створе со стабилизаторами, закрепленными на хвостовом отсеке, выполненном в виде цилиндра диаметром от 0,85 до 0,93 калибра бомбы, в донную часть которой выведены выхлопные патрубки турбогенератора, размещенные симметрично между боковыми стабилизаторами, а ось вращения аэродинамических рулей расположена на расстоянии от 0,09 до 0,11 калибра бомбы от передней кромки руля, длина дополнительного переходного отсека составляет от 1,45 до 1,55 калибра бомбы, длина головного отсека 2,15 до 2,25 калибра, длина полезного груза от 3,45...3,55 калибра с длиной носовой оживальной части 1,35 до 1,45 калибра, длина хвостового отсека от 1,95 до 2,05 калибра, а толщина корпуса полезного груза в его носовой части равна от 0,65 до 0,75 калибра, длина корневой хорды каждого из дестабилизаторов составляет от 0,4 до 0,6 калибра бомбы, высота от 0,27 до 0,29 калибра, длина их концевой хорды равна от 0,33 до 0,35 калибра, а угол стреловидности их равен от 27 до 33°, а длина корневой хорды стабилизаторов составляет от 1,4 до 1,5 калибра, высота от 0,6 до 0,65 калибра, длина концевой хорды от 0,8 до 0,9 калибра и угол стреловидности стабилизаторов от 40 до 50°, хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей составляет от 0,32 до 0,36 калибра, высота от 0,6 до 0,65 калибра бомбы, центр масс ее находится на расстоянии от 4,7 до 4,8 калибра бомбы от ее передней оконечности.

Конструктивно-аэродинамическая оптимизация бомбы-прототипа реализует близкую к нейтральной устойчивость бомбы, что позволяет даже газовому рулевому приводу малой мощности создавать значительные динамические перегрузки у бомбы, что обеспечивает широкую зону сброса с самолета-носителя.

Выявленная при большом количестве сбросов точность авиационной бомбы-прототипа в различных погодных условиях, в широком спектре начальных условий по высоте и скорости сброса составила Е_кво ≤ 4м.

Однако масса объекта воздействия бомбы-прототипа равна 380 кг, в то время как масса боевых частей корректируемых авиационных бомб (КАБ) с телевизионными и лазерными ГСН, выполненными в соответствии с патентами РФ №2156954, №2044255, равна 1100 кг. (ФГУП "ГНПП "Регион", КАБ-500КР, КАБ-1500КР, КАБ-1500Л, проспекты фирмы, 000 "Военный парад", "Оружие России", стр. 404-411).

Возникает практическая необходимость реализации объекта воздействия промежуточной массы.

Это было выполнено с помощью существенной конструктивной оптимизации предлагаемой в изобретении авиационной бомбы. При этом длина бомбы была уменьшена.

Кроме того, телевизионная ГСН с корреляционным алгоритмом обработки сигнала, входящая в состав авиационной бомбы-прототипа, обладает достаточно большой стоимостью.

Лазерная гиростабилизированная ГСН, входящая в состав предлагаемой авиационной бомбы, существенно не ухудшая точность бомбы, обладает меньшей стоимостью, что делает предлагаемую в изобретении бомбу экономически более предпочтительной.

Оптимальный выбор положения центра масс в предлагаемой авиационной бомбе не только оптимизирует выбранный запас статической устойчивости, но и более равномерно распределяет нагрузку на узлы подвески к самолету-носителю, так как центр масс бомбы расположен симметрично относительно узлов подвески.

Это конструктивное решение увеличивает число допустимых взлетов-посадок предлагаемой бомбы, что улучшает ее эксплуатационные характеристики.

Таким образом, в предлагаемой авиационной бомбе, стабилизированной по крену, в отличие от бомбы-прототипа, на месте телевизионной ГСН установлена лазерная гиростабилизированная ГСН, размещен объект воздействия большей мощности, выполнен новый переходный отсек, сопрягающий лазерную гиростабилизированную ГСН и отсек воздействия.

Предлагаемая в изобретении авиационная бомба, стабилизированная по крену, содержит (см. фиг.3) последовательно соединенные головной отсек 12 с передней оконечностью 13, выполненной оптически прозрачной в форме полусферической оболочки, в котором размещен лазерный гиростабилизированный координатор цели с электронным блоком обработки информации и на котором установлены по Х-образной схеме четыре дестабилизатора (14), переходной отсек (15) с блоком автоматики и штепсельным разъемом связи с самолетом-носителем (16) объект воздействия (17) с устройством задействования (7) и двумя симметрично расположенными относительно центра масс бомбы ушками подвеса (18), хвостовой отсек (8) с четырьмя Х-образно установленными стабилизаторами (9), четырьмя аэродинамическими рулями (10) с аппаратурой системы управления бомбы, системной электропитания (турбогенератором), четырьмя газовыми рулевыми машинками.

В донной части хвостового отсека выведены патрубки турбогенератора (11), размещенные симметрично между боковыми стабилизаторами (фиг.2).

Головной отсек 12 предлагаемой авиационной бомбы выполнен в виде двух сопрягающихся усеченных конусов с основаниями 0,555 и0,85 калибра авиабомбы и высотой 0,233 и 0,873 соответственно.

Передняя оконечность головного отсека выполнена оптически прозрачной в форме полусферической оболочки (13) с радиусом 0,18 калибра авиабомбы и высотой 0,145 калибра авиабомбы.

Общая длина головного отсека составляет 1,25 калибра авиабомбы.

На головном отсеке симметрично по Х-образной схеме расположены четыре дестабилизатора (14), имеющие жесткие размеры. Они не раскрываются и не имеют выдвижных перьев.

Длина нижней кромки дестабилизатора составляет 0,5 калибра авиабомбы, длина верхней кромки дестабилизатора составляет 0,385 калибра авиабомбы, угол стреловидности дестабилизатора составляет 33°.

В головном отсеке (12) авиационной бомбы расположен лазерный координатор цели, состоящий из гиростабилизатора и преобразователя “излучение-сигнал”. В конической части головного отсека расположен электронный блок обработки информации лазерной ГСН.

Головной отсек (12) предлагаемой авиабомбы входит ее состав в виде отдельного функционального отсека - лазерной гиростабилизированной ГСН (Л ГСН-Г). Корпус Л ГСН-Г - это тонкостенная оболочка, выполненная из алюминиевого сплава.

Головной отсек бомбы стыкуется с переходным отсеком (15). Переходной отсек осуществляет стыковку объекта воздействия (17) с Л ГСН-Г.

В корпусе переходного отсека размещен блок бортовой автоматики, на корпусе переходного отсека установлен штепсельный разъем (16), обеспечивающий электрическую связь предлагаемой авиационной бомбы с самолетом-носителем.

Конструкция переходного отсека (15) представляет собой тонкостенный цилиндр с диаметром, равным калибру авиабомбы и длиной 1,123 калибра авиабомбы, сопряженный с усеченным конусом, высота которого составляет 0,413 калибра авиабомбы, а диаметр сопряжения с головным отсеком равен 0,85 калибра авиабомбы.

Переходной отсек (15) сопряжен с объектом воздействия (17).

Объект воздействия представляет собой цилиндр длиной 1,5 калибра авиабомбы и являющийся конструктивной частью авиабомбы.

Передняя оконечность объекта воздействия представляет собой оживальную часть, входящую на длине, равной 1,123 калибра, в переходной отсек авиабомбы. Задняя оконечность объекта воздействия представляет собой усеченный конус высотой 0,773 калибра авиабомбы с диаметром основания, сопряженного с хвостовым отсеком авиабомбы, равным 0,85-0,93 ее калибра.

Устройство задействования (7) обеспечивает срабатывание полезной нагрузки при встрече с преградой.

Корпус объекта воздействования имеет подвесную систему, состоящую из двух ушков (18), приваренных к корпусу.

Центр масс предлагаемой авиационной бомбы расположен на расстоянии 3,463 калибра авиабомбы от ее носовой оконечности симметрично относительно ушков подвеса (18), что обеспечивает равную нагрузку на них и как следствие этого большее по сравнению с прототипом число допустимых взлетов-посадок.

Переднее ушко подвеса расположено на расстоянии 3,15 калибра авиабомбы от передней оконечности бомбы, расстояние между ушками составляет 0,625 калибра авиабомбы.

Корпус объекта воздействия (17) как силовое звено авиабомбы объединяет головной и хвостовой отсеки авиабомбы.

Хвостовой отсек авиабомбы (8) полностью соответствует хвостовому отсеку авиационной бомбы-прототипа, что существенно уменьшает стоимость разработки рабочей конструкторской документации и внедрения авиабомбы в эксплуатацию. Длина хвостового отсека составляет от 1,95 до 2,05 калибра авиабомбы.

В хвостовом отсеке (8) размещается аппаратура системы управления, система электропитания авиабомбы (турбогенераторный источник питания, ТГИП) и четыре газовые рулевые машинки.

Хвостовой отсек (8) выполнен в виде цилиндра диаметром от 0,85 до 0,93 калибра авиабомбы, в донную часть которого выведены выхлопные патрубки турбогенератора (11, фиг.2), размещенные симметрично между боковыми стабилизаторами, а ось вращения аэродинамических рулей расположена на расстоянии от 0,09 до 0,11 калибра авиабомбы от передней кромки руля. Хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей (10) составляет от 0,32 до 0,36 калибра авиабомбы, высота от 0,6 до 0,65 калибра авиабомбы.

На хвостовом отсеке по Х-образной схеме установлены четыре стабилизатора (9), длина корневой хорды которых составляет от 1,4 до 1,5 калибра, высота от 0,6 до 0,65 калибра, длина концевой хорды от 0,8 до 0,9 калибра, а угол стреловидности стабилизаторов равен от 40 до 50°.

Конструкция корпуса хвостового отсека представляет собой тонкостенный цилиндр, выполненный из алюминиевого сплава. В передней части этого цилиндра имеется фланец, являющийся стыковочным элементом хвостового отсека с объектом воздействия (17).

Хвостовой отсек авиабомбы имеет люки, обеспечивающие доступ для установки взрывателя, регулировки блока управления, подстыковки контрольного разъема при наземных проверках авиабомбы.

Предлагаемая авиационная бомба работает следующим образом.

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

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

В этом положении она арретируется. Лазерный координатор цели, находящийся в головном отсеке (12), готов к приему отраженного целью лазерного сигнала. Угол поля зрения координатора достаточно велик, что обеспечивает высокую вероятность захвата отраженного целью лазерного излучения.

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

Преобразователь "излучение-сигнал" лазерной головки самонаведения через прозрачную полу сферическую оболочку (13) готов к приему отраженного сигнала.

Блок бортовой автоматики (ББА), находящийся в переходном отсеке (15), задействует все исполнительные механизмы бомбы, снимает блокировки функциональных связей до отделения бомбы от самолета-носителя.

Перед отделением бомбы от самолета-носителя происходит переход электропитания всех систем бомбы от турбогенератора, находящегося в хвостовом отсеке бомбы (8).

Самонаведение бомбы на цель, после сброса с самолета-носителя вначале не происходит. В этот период блок бортовой автоматики, расположенный в переходном отсеке (15), формирует команду, в соответствии с которой сразу после сброса бомбы осуществляется только угловая стабилизация бомбы, что обеспечивает безопасность отделения бомбы от самолета-носителя и исключает удар бомбы по самолету-носителю при сбросе бомбы с некоторым недолетом.

Гиростабилизатор координатора цели в это время находится в зааретированном положении. Система управления бомбы, рулевые машинки и аэродинамические рули, находящиеся в хвостовом отсеке (8) бомбы, обеспечивают угловую стабилизацию бомбы по тангажу, курсу и крену.

Отделившаяся от самолета-носителя авиабомба движется по баллистической траектории до момента захвата отраженного целью лазерного излучения. Подсвет цели лазерным генератором может осуществляться от самолета-носителя или с земли.

Источником электропитания авиабомбы при автономном полете является турбогенератор (ТГИП), находящийся в хвостовом отсеке (8), преобразующий энергию горячих газов, образующихся от сгорания пороховых шашек, в электрическую энергию. ТГИП также обеспечивает горячим газом четыре рулевые машинки газового привода авиационной бомбы, находящиеся в хвостовом отсеке (8).

Оптимизация ориентации оси фотоприемника Л ГСН-Г осуществляется для снижения влияния солнечной засветки, повышения вероятности захвата отраженного целью лазерного излучения, приближения момента захвата отраженного целью лазерного излучения к моменту отделения авиабомбы от самолета-носителя.

Контуры стабилизации системы управления авиабомбы, находящиеся в хвостовом отсеке (8), обеспечивают плавное отделение авиабомбы от самолета-носителя в условиях интенсивных интерференционных возмущений в этой зоне.

В процессе дальнейшего, полностью автономного полета лазерный координатор цели при попадании отраженного целью лазерного сигнала в поле объектива Л ГСН-Г осуществляет захват цели.

Электронный блок обработки, расположенный в головном отсеке (14), формирует управляющие сигналы для каналов системы управления, которые, в свою очередь, управляют аэродинамическими рулями (10) авиабомбы, стоящими в хвостовом отсеке.

Автосопровождение цели осуществляется датчиком цели, работающим в ближнем ИК-диапазоне. Датчик цели установлен на гиростабилизаторе, имеющем значительные углы прокачки. Значительные углы прокачки гиростабилизатора требуют, чтобы передняя часть носового отсека была выполнена оптически прозрачной, в форме полусферической оболочки (13). 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 (10), при наличии малой статической устойчивости бомбы, реализуемой при конструктивно-аэродинамической оптимизации бомбы и выборе соответствующей центровки бомбы.

Близкая к нейтральной устойчивость бомбы обеспечивается выбором геометрических размеров и местом установки дестабилизаторов (14) и стабилизаторов (9).

Близкая к нейтральной устойчивость бомбы позволяет реализовать значительные перегрузки при рулевых агрегатах малой мощности. Малые шарнирные моменты на аэродинамических рулях обеспечиваются их рациональном выбором.

Настройки каналов системы управления выбраны так, чтобы обеспечить наиболее крутые траектории подхода авиабомбы к цели, что резко повышает эффективность воздействия полезной нагрузки авиабомбы на цель.

При встрече бомбы с целью срабатывает механизм задействования (7), через установленное в нем замедление происходит срабатывание полезной нагрузки (17).

Высокая эффективность объекта воздействия (17) обеспечивается ее большей массой, выбором оживальной части полезной нагрузки, толщиной корпуса полезной нагрузки и крутыми траекториями подхода к прочным препятствиям.

Предлагаемая авиационная бомба, стабилизированная по крену, обеспечивает высокую точность, сравниваемую с точностью авиабомбы с телевизионной корреляционной ГСП во всем диапазоне режимов применения, и не ограничивает возможности летчиков (штурманов) и самолетов-носителей.

Формула изобретения

Авиационная бомба, стабилизированная по крену, содержащая последовательно соединенные головной отсек, отсек полезной нагрузки с взрывателем, хвостовой отсек, включающий аппаратуру системы управления, турбогенераторный источник электропитания, четыре рулевые машинки газового привода, четыре стабилизатора, расположенные по Х-образной схеме с четырьмя аэродинамическими рулями, причем хвостовой отсек выполнен в виде цилиндра диаметром от 0,85 до 0,93 калибра и длиной от 1,95 до 2,05 калибра, длина корневой хорды стабилизаторов составляет от 1,4 до 1,5 калибра, высота - от 0,6 до 0,65 калибра, длина концевой хорды - от 0,8 до 0,9 калибра, а угол стреловидности стабилизаторов составляет от 40 до 50°, хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей составляет от 0,32 до 0,36 калибра, высота - от 0,6 до 0,65 калибра, переходный отсек с блоком бортовой автоматики и штепсельным разъемом стыковки с самолетом-носителем и ушки подвеса к самолету-носителю, отличающаяся тем, что головной отсек авиабомбы длиной 1,25 калибра, содержащий лазерный гирокоординатор и электронный блок обработки сигналов, выполнен в виде двух сопрягающихся усеченных конусов с основаниями 0,555 и 0,85 калибра авиабомбы, высотой 0,233 и 0,873 калибра, передняя оконечность головного отсека выполнена оптически прозрачной в форме полусферической оболочки с радиусом 0,18 и высотой 0,145 калибра авиабомбы, причем на головном отсеке симметрично по Х-образной схеме расположены четыре дестабилизатора, длина нижней кромки дестабилизаторов составляет 0,5 калибра, длина верхней кромки дестабилизаторов составляет 0,385 калибра, угол стреловидности составляет 33°, переходный отсек с блоком бортовой автоматики и штепсельным разъемом стыковки с самолетом-носителем выполнен в виде тонкостенного цилиндра с диаметром, равным калибру, и длиной 1,123 калибра, сопряженного с усеченным конусом высотой 0,413 калибра и диаметром сопряжения с головным отсеком, равным 0,85 калибра, отсек полезной нагрузки выполнен в виде цилиндра длиной 1,5 калибра с оживальной частью, входящей на длине, равной 1,123 калибра, в переходной отсек авиабомбы и задней оконечностью, выполненной в виде усеченного конуса с высотой, равной 0,773 калибра, и основанием, сопряженным с хвостовым отсеком авиабомбы, при этом центр масс расположен на расстоянии от 3,3 до 3,5 калибра от ее передней оконечности, симметрично относительно ушек подвеса авиабомбы к самолету-носителю.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3