КОРРЕКТИРУЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 1994 года по МПК F42B12/02 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки с самолета на землю полезного груза с повышенной точностью Е_кво = 4...7 м для ликвидации каких-либо преград и заторов в экстремальных ситуациях, при стихийных бедствиях, а также для разрушения прочных преград и сооружений типа железобетонных укрытий, взлетно-посадочных полос, ангаров и т.п., в широком спектре условий применения.

Известны корректируемые летательные аппараты с последовательно соединенными головным отсеком с телевизионным координатором и блоком электронной обработки информации, отсеком полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, и хвостовым приборным отсеком с установленными на нем четырьмя стабилизаторами и рулями.

Подобные зарубежные корректируемые летательные аппараты с телевизионными головками самонаведения описаны в статье В.Д.Дмитриева "Новые управляемые авиационные бомбы" ("Зарубежное военное обозрение", N 7, 1985, стр. 42).

Наиболее близкой к изобретению из известных является корректируемая авиационная бомба (КАБ) Франции SАМР-400 (Отчет "Экспозиция авиабомбовых средств поражения фирмы САМП на Парижской международной авиационной выставке 1975 г.", ГНПП "Регион", инв. 5). Данная КАБ выбрана в качестве прототипа.

Стабилизированная по крену КАБ SАМР-400 содержит последовательно соединенные носовую часть с телевизионной головкой самонаведения, включающей блок координата цели и блок электронной обработки информации, боевую часть с взрывателем, хвостовой прибоpный отсек с установленными на нем четырьмя стабилизаторами и рулями.

SАМР-400, являющаяся прототипом, обеспечивает точность попадания ≈7 м, но имеет ряд недостатков, снижающих эффективность КАБ и ограничивающих зону сброса КАБ и условия ее применения.

КАБ SАМР-400 сбрасывается с самолета-носителя на цель из достаточно узкой, ограниченной области, начальные условия которой по дальности относа КАБ, скорости и углу планирования соответствуют попаданию авиабомбы в цель при практически баллистическом полете.

Это объясняется тем, что SАМР-400 выполнена на основе уже существовавшей неуправляемой фугасной бомбы. Масса существовавшей фугасной бомбы (около 400 кг), ее длина (около 4 м) и диаметр (660 мм) не оптимизировались, исходя из условий обеспечения высокой управляемости КАБ.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение эффективности корректирующего летательного аппарата и расширение зоны и условий сброса летательного аппарата.

Решение задачи достигается тем, что между головным отсеком и отсеком полезной нагрузки 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 0,85...0,87 калибра аппарата, и плавно сопряжен с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя в плоскости, отстоящей от передней оконечности летательного аппарата на расстоянии 0,21...0,22 калибра, а на задней части головного отсека на расстоянии 1,55...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 0,85...0,93 калибра аппарата, в донную часть которого выведены выхлопные патрубки турбогенератора, размещенные симметрично между боковыми стабилизаторами, а ось вращения аэродинамических рулей расположена на расстоянии 0,09...0,11 калибра аппарата от передней кромки руля, длина дополнительного переходного отсека составляет 1,45...1,55 калибра аппарата, длина головного отсека 2,15...2,25 калибра, длина полезного груза 3,45... 3,55 калибра с длиной носовой оживальной части 1,35...1,45 калибра, длина хвостового отсека 1,95...2,05 калибра, а толщина корпуса полезного груза в его носовой части равна 0,65...0,75 калибра, длина корневой хорды каждого из дестабилизаторов составляет 0,4...0,6 калибра аппарата, высота 0,27... 0,29 калибра, длина их концевой хорды равна 0,33...0,35 калибра, а угол стреловидности их равен 27...33^о, а длина корневой хорды стабилизаторов составляет 1,4...1,5 калибра, высота 0,6...0,65 калибра, длина концевой хорды 0,8. ..0,9 калибра и угол стреловидности стабилизаторов 40...50^о, хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей составляет 0,32...0,36 калибра, высота 0,6...0,65 калибра летательного аппарата, центр масс его находится на расстоянии 4,7...4,8 калибра аппарата от его передней оконечности.

На фиг.1 представлен общий вид предлагаемого корректируемого летательного аппарата; на фиг.2 - донная часть летательного аппарата с выведенными выхлопными патрубками турбогенератора.

Предлагаемый в изобретении стабилизированный по крену корректируемый летательный аппарат (фиг.1) 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 блоком боровой автоматики, 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.

В донную часть аппарата симметрично между боковыми стабилизаторами выведены выхлопные патрубки турбогенератора 11 (фиг.2).

Предложенный корректирующий летательный аппарат работает следующим образом.

После обнаружения цели летчиком (штурманом), прицеливания и захвата цели телевизионным координатором, стоящим в головном отсеке 1, корректируемый летательный аппарат сбрасывается с самолета-носителя.

При этом в процессе прицеливания и захвата цели летчик выбирает точку на местности, куда с высокой точностью должен попасть летательный аппарат. Выбор этой точки осуществляется с помощью электронного перекрестия, накладываемого на эту точку. По отпусканию кнюппеля (механизма управления перекрестием) в блоке корреляционной обработки информации, стоящем в головном отсеке 1, запоминается телевизионное изображение местности с целью в качестве эталонного изображения. Это эталонное изображение каждый телевизионный кадр (40 мсек) сравнивается с текущим телевизионным изображением местности для формирования сигнала ошибки, отработка которого и обеспечивает весьма высокую точность самонаведения корректируемого летательного аппарата.

Однако самонаведение на цель в течение 2,5 с после сброса с самолета-носителя не происходит. В этот период блок бортовой автоматики, стоящий в дополнительном переходном отсеке 3, формирует команду, в соответствии с которой сразу же после сброса осуществляется только угловая стабилизация корректируемого летательного аппарата. Это делается для обеспечения безопасности отделения летательного аппарата от самолета-носителя.

Хотя координатор цели в это время продолжает автосопровождать заданную точку.

В процессе дальнейшего полностью автономного полета телевизионный координатор с блоком корреляционной обработки информации, стоящие в головном отсеке 1, осуществляют измерение угловой скорости вращения линии визирования цели, формирование управляющих сигналов на аэродинамические рули 10 корректируемого летательного аппарата с помощью блока системы управления, стоящего в хвостовом отсеке 8.

Автосопровождение цели осуществляется телевизионным датчиком цели, работающим в оптическом спектральном диапазоне 0,4...0,76 мкм. Телевизионный датчик цели установлен на трехстепенном гиростабилизаторе, имеющим значительные углы прокачки. Автосопровождение цели осуществляется через оптически прозрачный обтекатель, размеры которого позволяют обеспечить сопровождение цели при сбросах в широком диапазоне начальных условий.

Высокая маневренность корректируемого летательного аппарата обеспечивается балансировочными углами атаки (скольжения) до 40^о, создаваемыми аэродинамическими рулями 10, при наличии практически нейтральной устойчивости летательного аппарата.

Нейтральная устойчивость летательного аппарата обеспечивается рациональным выбором компановки аппарата, геометрических размеров и места установки дестабилизаторов 2 и стабилизаторов 9 летательного аппарата.

Нейтральная устойчивость аппарата позволяет реализовать значительные перегрузки при рулевых агрегатах малой мощности. Малые шарнирные моменты на аэродинамических рулях обеспечиваются рациональным выбором положения оси вращения руля.

При встрече летательного аппарата с целью срабатывает механизм задействования 7 и доставляемый груз 6.

Высокая эффективность преодоления прочных преград обеспечивается выбором оживальной части полезного груза длиной в 1,35...1,45 калибра и толщиной корпуса полезного груза, равной 0,65...0,75 калибра.

Турбогенераторный источник энергии существенно упрощает регламентный контроль аппарата и его эксплуатацию в течение весьма длительного времени.

Соединение головного отсека 1 аппарата и дополнительного переходного отсека 3 с отсеком полезного груза 6 осуществляется самоцентрирующимся замковым механизмом 4. Разъемный кожух 5 восстанавливает цилиндрический внешний обвод летательного аппарата, закрывая место соединения переходного отсека 3 и отсека полезной нагрузки 6.

Предлагаемый корректируемый летательный аппарат обеспечивает точность попадания 4...7 м при высотах применения 0,5...10 км и скоростях применения 550...1100 км/ч.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки с самолета на землю полезного груза с повышенной точностью для ликвидации каких-либо преград и заторов в экстремальных ситуациях, при стихийных бедствиях, а также для разрушения прочных преград и сооружений типа железобетонных преград и взлетно-посадочных полос, ангаров и т.п., в широком спектре условий применения. Корректирующий летательный аппарат содержит последовательно соединенные головной отсек 1 с телевизионным координатором, блоком корреляционной обработки информации и установленными X-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 X-образно закрепленными на нем стабилизаторами 9 с аэродинамическими рулями 10. Между боковыми стабилизаторами симметрично выведены выхлопные патрубки турбогенератора 11. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. КОРРЕКТИРУЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, стабилизируемый по крену, содержащий головной отсек с телевизионным координатором и блоком корреляционной обработки информации, дестабилизаторы, отсек полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, хвостовой отсек с блоком системы управления, турбогенераторным источником энергии и Х-образно закрепленными на нем четырьмя стабилизаторами с аэродинамическими рулями, отличающийся тем, что между головным отсеком и отсеком полезной нагрузки установлены дополнительно тонкостенный переходной отсек с блоком бортовой автоматики, размещенным в объеме вокруг усиленного толстостенного обтекателя носовой части полезного груза, самоцентрирующийся замковый механизм и разъемный кожух, при этом дополнительный отсек герметично насажен донной частью 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 диаметром, равным 0,85 - 0,87 калибра летательного аппарата, и плавно сопряжен с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя в плоскости, отстоящей от передней оконечности летательного аппарата на расстоянии 0,21 - 0,22 калибра, а на задней части головного отсека на расстоянии 1,55 - 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 0,85 - 0,93 калибра летательного аппарата, в донную часть которого выведены выхлопные патрубки турбогенератора, размещенные симметрично между боковыми стабилизаторами, а ось вращения аэродинамических рулей расположена на расстоянии 0,09 - 0,11 калибра летательного аппарата от передней кромки руля. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что длина дополнительного переходного отсека составляет 1,45 - 1,55 калибра летательного аппарата, длина головного отсека 2,15 - 2,25 калибра, длина полезного груза 3,45 - 3,55 калибра с длиной носовой оживальной части 1,35 - 1,45 калибра, длина хвостового отсека 1,95 - 2,05 калибра, а толщина корпуса полезного груза в его носовой части равна 0,65 - 0,75 калибра. 3. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что длина корневой хорды каждого из дестабилизаторов составляет 0,4 - 0,6 калибра летательного аппарата, высота 0,27 - 0,29 калибра, длина их концевой хорды равна 0,33 - 0,35 калибра, угол стреловидности их равен 27 - 33^o, а длина корневой хорды стабилизаторов составляет 1,4 - 1,5 калибра, высота 0,6 - 0,65 калибра, длина концевой хорды 0,8 - 0,9 калибра и угол стреловидности стабилизаторов 40 - 50^o, хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей составляет 0,32 - 0,36 калибра, высота 0,6 - 0,65 калибра летательного аппарата. 4. Аппарат по пп.1 - 3, отличающийся тем, что центр масс его находится на расстоянии 4,7 - 4,8 калибра летательного аппарата от его передней оконечности.