КОРРЕКТИРУЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, СТАБИЛИЗИРОВАННЫЙ ПО КРЕНУ, С ЛАЗЕРНОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ Российский патент 1995 года по МПК F42B15/00 

Изобретение может быть использовано в авиационной технике для доставки с самолета на землю полезного груза с повышенной точностью Е_кво ≅ 4 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 (ЖБУ), взлетно-посадочных полос (ВПП), ангаров и т. п. в широком спектре условий применения.

Известны корректируемые летательные аппараты, 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 полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, а также хвостовой отсек, на котором Х-образно закреплены четыре стабилизатора с выдвижными стабилизирующими перьями и четырьмя аэродинамическими рулями [1]
Наиболее близкой к изобретению является корректируемая авиационная бомба [2] содержащая 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 полезной нагрузки с механизмом задействования, хвостовой отсек с четырьмя установленными по Х-образной схеме стабилизаторами с выдвижными стабилизирующими перьями.

Этот аппарат обеспечивает точность попадания 6.7 м, но имеет ряд недостатков, снижающих эффективность КАБ и ограничивающих зону сброса КАБ и условия ее применения.

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

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

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

Это достигается за счет того, что между головным отсеком и отсеком полезной нагрузки последовательно установлены дополнительно отсек с дестабилизаторами в виде усеченного конуса с диаметром сопряжения с головным отсеком, равным 0,575 калибра летательного аппарата, высотой равной 0,55 калибра летательного аппарата и образующей, составляющей с продольной осью летательного аппарата угол 11^о, и носовой переходный отсек, выполненный в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра летательного аппарата, высота равна 0,5 калибра летательного аппарата, а угол между образующей и продольной осью летательного аппарата составляет 11^о, переходящего в цилиндр с диаметром и длиной, равными одному калибру летательного аппарата. Между отсеком полезной нагрузки и хвостовым отсеком дополнительно установлены последовательно соединенные цилиндрический отсек с диаметром и длиной, равными соответственно одному и 0,3 калибра летательного аппарата, и хвостовой переходный отсек, выполненный в виде конуса с диаметром стыковки с цилиндрическим дополнительным отсеком, равным одному калибру летательного аппарата, высотой 0,375 калибра летательного аппарата и углом между образующей конуса и продольной осью летательного аппарата, равным 11⁰⁵. При этом головной отсек летательного аппарата, на котором с помощью штанги длиной 0,13.0,17 калибра летательного аппарата и диаметром 0,1.0,12 калибра летательного аппарата закреплен флюгерный насадок длиной 0,375 калибра летательного аппарата, выполнен в виде сопрягающихся конуса и усеченного конуса, диаметр взаимного сопряжения которых равен 0,43.0,45 калибра летательного аппарата, высота конуса равна 0,46.0,5 калибра летательного аппарата, а образующая конуса составляет с продольной осью летательного аппарата угол 30^о. Высота усеченного конуса составляет 1,40.1,45 калибра летательного аппарата, его образующая составляет с продольной осью летательного аппарата угол 11^о, а отсек полезной нагрузки выполнен в виде цилиндра, диаметр которого равен одному калибру летательного аппарата, а длина 2,02. 2,05 калибра летательного аппарата. Хвостовой отсек с блоками системы управления бортовой автоматики, турбогенераторным источником электропитания и четырьмя газовыми приводами выполнен в виде оконечного для летательного аппарата цилиндра диаметром 0,68.0,7 калибра летательного аппарата и длиной 1,2.1,24 калибра летательного аппарата, сопряженного с усеченным конусом высотой 0,37.0,38 калибра летательного аппарата и углом между образующей конуса и продольной осью летательного аппарата равным 11^о. В донную часть оконечного для летательного аппарата цилиндра выведены два выхлопных патрубка турбогенератора и четыре выхлопных патрубка газовых приводов летательного аппарата.

На хвостовом отсеке летательного аппарата на расстоянии 5,66 калибра летательного аппарата от передней оконечности флюгерного насадка установлены по Х-образной схеме четыре стабилизатора, длина корневой хорды каждого из которых составляет 1,98.2,00 калибра летательного аппарата, длина концевой хорды 1,84.1,85 калибра летательного аппарата, угол стреловидности стабилизаторов равен 52^о, а рамах между двумя соответствующими концевыми хордами стабилизаторов составляет 1,46.1,48 калибра летательного аппарата. Длина каждого выдвижного стабилизирующего пера составляет 0,41.0,43 калибра летательного аппарата, а угол верхней образующей выдвижного стабилизирующего пера с концевой хордой стабилизатора 15^о. Максимальный размах между двумя соответствующими выдвижными стабилизирующими перьями составляет 2,2.2,3 калибра летательного аппарата.

Аэродинамические поворотные рули летательного аппарата, выполненные по биплановой схеме, установлены в створе со стабилизаторами с осью вращения каждого руля на расстоянии 0,11.0,12 калибра летательного аппарата от задней кромки стабилизатора; хорда каждого руля составляет 0,2.0,21 калибра летательного аппарата, а высота каждого руля 0,24 калибра летательного аппарата.

Каждый из четырех дестабилизаторов летательного аппарата выполнен в виде раскрывающейся пластины, устанавливаемой в раскрытом положении в створе со стабилизаторами летательного аппарата на дополнительном отсеке летательного аппарата с передней кромкой каждого дестабилизатора на расстоянии 1,04.1,05 калибра летательного аппарата от передней оконечности флюгерного насадка, с длиной корневой хорды каждого дестабилизатора 0,75 калибра летательного аппарата и с длиной концевой хорды каждого дестабилизатора 0,475 калибра летательного аппарата при угле стреловидности передней и задней кромок каждого дестабилизатора 60^о и максимальным размахом двух раскрытых, симметрично расположенных относительно оси летательного аппарата дестабилизаторов, равным 1,10 калибра летательного аппарата.

Корпус полезной нагрузки является составной частью корпуса летательного аппарата.

Центр масс летательного аппарата находится на расстоянии 4,53.4,54 калибра летательного аппарата от передней оконечности флюгерного насадка.

На фиг. 1 представлен предлагаемый корректируемый летательный аппарат, общий вид; на фиг. 2 дополнительный отсек со сложенными и раскрытыми дестабилизаторами, поперечное сечение; на фиг. 3 донная часть летательного аппарата с выведенными выхлопными патрубками турбогенератора и газовых рулевых приводов.

Предлагаемый корректируемый летательный аппарат, стабилизированный по крену с лазерной головкой самонаведения, содержит последовательно соединенные флюгерный насадок 1 с приемником отраженного лазерного излучения, закрепляемый посредством штанги 2 на головной части летательного аппарата, включающей отсек с электронным блоком лазерного координатора 3 и отсек с электронно-вычислительным устройством лазерной головки 4 самонаведения, дополнительный отсек 5 с четырьмя раскрывающимися дестабилизаторами 6 (фиг. 2), установленными по Х-образной схеме, носовой переходный отсек 7, отсек 8 полезной нагрузки с механизмом 9 задействования, 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; в донной части летательного аппарата выведены четыре выхлопных патрубка 16 газовых рулевых приводов и два выхлопных патрубка турбогенератора 17 (фиг. 3).

Предложенный корректируемый летательный аппарат работает следующим образом.

После обнаружения цели летчиком (штурманом), прицеливания и захвата цели лазерно-телевизионной прицельной станцией самолета-носителя осуществляется подсвет цели лазерной станцией самолета-носителя.

На предлагаемом изделии после подвески на носитель включается блокировка, которая не допускает включения газогенератора, раскрытия стабилизирующих перьев 14 и раскрытия дестабилизаторов 6 до схода изделия.

За 2 с до сброса в аппаратуру изделия подается команда "Подготовка", по которой осуществляется запуск турбогенераторного источника питания, разарретируется гироскоп датчика угла крена.

После отделения от носителя корректируемый летательный аппарат движется по баллистической траектории. При отделении от носителя происходит подрыв пиропатрона рабочего газогенератора турбогенераторного источника питания (ТГИП) и газ поступает на газовые приводы системы управления. В процессе работы через патрубки 16 и 17 газ выходит в атмосферу через донную часть летательного аппарата.

При отделении от носителя происходит раскрытие стабилизирующих перьев 14 и их выход из стабилизаторов 13.

Через 0,4 с после раскрытия оперения на изделии включается стабилизация по каналу крена, отрабатывается начальный угол крена и осуществляется стабилизация по каналам тангажа и рыскания летательного аппарата.

Примерно через 6 с после отделения от самолета-носителя в летательном аппарате вырабатывается команда на разрешение самонаведения.

При захвате отраженного лазерного излучения приемником лазерного излучения, размещенном во флюгерном насадке 1, вырабатывается команда "Захват", и начинает осуществляться процесс самонаведения летательного аппарата на цель. По команде "Захват" механизмом раскрытия, расположенном в отсеке 5, раскрываются дестабилизаторы 6 летательного аппарата.

Флюгерный насадок 1 выполнен в виде кольцевого аэродинамического стабилизатора, жестко связанного штангой 2 с головным отсеком с электронным блоком лазерного координатора 3.

Электронно-вычислительное устройство лазерной головки самонаведения, расположенное в отсеке 4, вырабатывает сигналы управления по каналам тангажа и курса. Эти сигналы преобразуются в системе управления, расположенной в хвостовом отсеке 12, в механические воздействия на аэродинамические рули 15 при помощи газовых приводов. Отклонение аэродинамических рулей 15 вызывает изменение балансировки летательного аппарата, создает динамические перегрузки в тангажной и курсовой плоскостях и поворот вектора скорости в направлении линии летательный аппарат цель. Учитывая, что с помощью конструктивно-аэродинамической оптимизации летательного аппарата реализована нейтральная устойчивость аппарата, даже аэродинамическими рулями малой мощности создается значительная динамическая перегрузка у летательного аппарата, что обеспечивает широкую зону сброса летательного аппарата.

Аэродинамическая форма флюгерного насадка 1, отсеков 3-5 позволяет снизить коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата и сохранить его высокую скорость в момент подлета к цели, что повышает эффективность действия полезной нагрузки.

При ударе летательного аппарата о преграду (цель) приводится в действие механизм задействования, а через установленное в нем замедление и дальнейшее срабатывание полезной нагрузки.

Корректируемый летательный аппарат обеспечивает точность попадания ≅4 м при значительном изменении высот и скоростей его применения.

Изобретение относится к авиационной технике для доставки 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 прочных военных преград и сооружений типа железобетонных укрытий самолетов, ангаров, взлетно-посадочных полос и т.д. Корректируемый летательный аппарат содержит флюгерный насадок и головной отсек с электронным блоком лазерного координатора и электронно-вычислительным устройством лазерной головки самонаведения, отсек полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, а также хвостовой отсек, на котором X-образно закреплены четыре стабилизатора с выдвижными стабилизирующими перьями и четыре аэродинамических руля. Между головным отсеком и отсеком полезной нагрузки последовательно установлены дополнительно отсек с дестабилизаторами в виде усеченного конуса с диаметром сопряжения с головным отсеком, равным 0,575 калибра летательного аппарата, высотой, равной 0,55 калибра летательного аппарата, и образующей, составляющей с продольной осью летательного аппарата угол 11°, и носовой переходный отсек, выполненный в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра летательного аппарата, высота равна 0,5 калибра летательного аппарата, а угол между образующей и продольной осью летательного аппарата и с длиной концевой хорды каждого дестабилизатора 0,475 калибра летательного аппарата при угле стреловидности передней и задней кромок каждого дестабилизатора 60° и максимальным размахом двух раскрытых, симметрично расположенных относительно оси летательного аппарата дестабилизаторов, равным 1,10 калибра летательного аппарата. Корпус полезной нагрузки является составной частью корпуса летательного аппарата. Центр масс летательного аппарата находится на расстоянии 4,53 4,54 калибра летательного аппарата от передней оконечности флюгерного насадка. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. КОРРЕКТИРУЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, СТАБИЛИЗИРОВАННЫЙ ПО КРЕНУ, С ЛАЗЕРНОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ, содержащий последовательно соединенные флюгерный насадок и головной отсек с электронным блоком лазерного координатора и электронно-вычислительным устройством лазерной головки самонаведения, отсек полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, а также хвостовой отсек, на котором Х-образно закреплены четыре стабилизатора с выдвижными стабилизирующими перьями и четыре аэродинамических руля, отличающийся тем, что между головным отсеком и отсеком полезной нагрузки последовательно установлены дополнительный отсек с дестабилизаторами в виде усеченного конуса с диаметром сопряжения с головным отсеком, равным 0,575 калибра летательного аппарата, высотой 0,55 калибра летательного аппарата и образующей, составляющей с продольной осью летательного аппарата угол 11^o, и носовой переходный отсек, выполненный в виде усеченного конуса, диаметр сопряжения которого с дополнительным отсеком составляет 0,8 калибра летательного аппарата, высота которого равна 0,5 калибра летательного аппарата, а угол между образующей и продольной осью летательного аппарата составляет 11^o, переходящего в цилиндр с диаметром и длиной, равными одному калибру летательного аппарата, а между отсеком полезной нагрузки и хвостовым отсеком дополнительно установлены последовательно соединенные цилиндрический отсек с диаметром и длиной, равными соответственно 1,0 и 0,3 калибра летательного аппарата, и хвостовой переходный отсек, выполненный в виде конуса с диаметром стыковки с цилиндрическим дополнительным отсеком, равным одному калибру летательного аппарата, высотой 0,375 калибра летательного аппарата и углом между образующей конуса и продольной осью летательного аппарата 11^o, при этом головной отсек летательного аппарата, на котором с помощью штанги длиной 0,13 0,17 и диаметром 0,1 0,12 калибра летательного аппарата закреплен флюгерный насадок длиной 0,375 калибра летательного аппарата, выполнен в виде сопрягающихся конуса и усеченного конуса, диаметр взаимного сопряжения которых равен 0,43 0,45 калибра летательного аппарата, высота конуса равна 0,46 0,5 калибра летательного аппарата, а образующая конуса составляет с продольной осью летательного аппарата угол 30^o, высота усеченного конуса составляет 1,40 1,45 калибра летательного аппарата, а его образующая составляет с продольной осью летательного аппарата угол 11^o, отсек полезной нагрузки выполнен в виде цилиндра, диаметр которого равен одному калибру летательного аппарата, а длина 2,02 2,05 калибра летательного аппарата, хвостовой отсек с блоками системы управления бортовой автоматики, турбогенераторным источником электропитания и четырьмя газовыми приводами выполнен в виде оконечного для летательного аппарата цилиндра диаметром 0,68 0,7 и длиной 1,2 1,24 калибра летательного аппарата, сопряженного с усеченным конусом высотой 0,37 0,38 калибра летательного аппарата и углом между образующей конуса и продольной осью летательного аппарата 11^o, в донную часть оконечного для летательного аппарата цилиндра выведены два выхлопных патрубка турбогенератора и четыре выхлопных патрубка газовых приводов летательного аппарата. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что на хвостовом отсеке летательного аппарата на расстоянии 5,66 калибра летательного аппарата от передней оконечности флюгерного насадка установлены по Х-образной схеме четыре стабилизатора, длина корневой хорды каждого из которых составляет 1,98 2,0 калибра летательного аппарата, длина концевой хорды 1,84 1,85 калибра летательного аппарата, угол стреловидности стабилизаторов равен 52^o, а размах между двумя соответствующими концевыми хордами стабилизаторов составляет 1,46 1,48 калибра летательного аппарата, длина каждого выдвижного стабилизирующего пера составляет 0,41 0,43 калибра летательного аппарата, 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 летательного аппарата. 3. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что аэродинамические поворотные рули летательного аппарата, выполненные по биплановой схеме, установлены в створе со стабилизаторами с осью вращения каждого руля на расстоянии 0,11
0,12 калибра летательного аппарата от задней кромки стабилизатора, хорда каждого руля составляет 0,2 0,21 калибра летательного аппарата, а высота каждого руля 0,24 калибра летательного аппарата. 4. Аппарат по пп.1 3, отличающийся тем, что каждый из четырех дестабилизаторов летательного аппарата выполнен в виде раскрывающейся пластины, устанавливаемой в раскрытом положении в створе со стабилизаторами летательного аппарата на дополнительном отсеке летательного аппарата с передней кромкой каждого дестабилизатора на расстоянии 1,04 1,05 калибра летательного аппарата от передней оконечности флюгерного насадка, с длиной корневой хорды каждого дестабилизатора 0,75 калибра летательного аппарата и с длиной концевой хорды каждого дестабилизатора 0,475 калибра летательного аппарата при угле стреловидности передней и задней кромок каждого дестабилизатора 60^o и максимальным размахом двух раскрытых симметрично расположенных относительно оси летательного аппарата дестабилизаторов, равным 1,10 калибра летательного аппарата. 5. Аппарат по пп. 1 4, отличающийся тем, что корпус полезной нагрузки является составной частью корпуса летательного аппарата. 6. Аппарат по пп.1 5, отличающийся тем, что центр летательного аппарата находится на расстоянии 4,53 4,54 калибров летательного аппарата от передней оконечности флюгерного насадка.