АВИАЦИОННАЯ БОМБА Российский патент 2009 года по МПК F42B25/00 

Изобретение относится к военной технике, в частности к средствам бомбардировки наземных, надводных и подводных целей.

Известна авиационная бомба, содержащая систему управления, по патенту РФ на изобретение № 2232973.

Недостатки - низкая скорость полета на конечном участке траектории и недостаточная эффективность управления.

Известна управляемая авиационная бомба FX 1400, Германия, сайт Интернет http://base13/glasnet.ru, прототип, приложение 1. Эта бомба содержит корпус, внутри которого установлено взрывное устройство, система управления, стабилизаторы, приводы стабилизаторов.

Недостатки: низкая скорость на последнем участке траектории и очень низкая точность попадания. Вероятность поражения линкора при бомбометании с высоты 7 км составляет 0,13, а при бомбометании с высоты 4...5 км - примерно 0,2...0,3, что практически не допустимо из-за большой стоимости бомбы и невозможности бомбардировок с более низких и даже с указанных высот. При бомбардировке с высот 20 км...30 км бомбардировщик остается практически неуязвимым, но вероятность попадания даже управляемой авиационной бомбы в круг диаметром 1 км равна практически нулю.

Задача создания изобретения: повышение скорости полета авиационной бомбы и точности попадания при бомбометании с очень больших высот.

Решение указанных задач достигнуто в авиационной бомбе, содержащей корпус осесимметричной формы с четырьмя стабилизаторами, внутри которого установлено взрывное устройство, и систему управления, отличающейся тем, что она снабжена четырьмя твердотопливными реактивными двигателями, расположенными в задней части корпуса по периферии, и газотурбинным двигателем, работающим на жидком топливе, установленным вдоль оси корпуса и содержащим емкость для жидкого топлива, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину, при этом емкость для жидкого топлива соединена топливопроводом, в котором установлен топливный насос с камерой сгорания, а система управления содержит приводы стабилизаторов и бортовой компьютер.

Система управления снабжена контроллером управления, соединенным с приводом управления и с бортовым компьютером. Бомба снабжена контроллером двигателя, соединенным с топливным насосом и с бортовым компьютером. Бомба снабжена приемно-передающим устройством с антенной, соединенным с бортовым компьютером. Бомба содержит приемник системы глобального позиционирования, соединенный с антенной и с бортовым компьютером. Бомба снабжена контроллером взрывателя, соединенным с бортовым компьютером и взрывным устройством.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1...5, где:

на фиг.1 приведена принципиальная схема простейшего варианта авиационной бомбы,

на фиг.2 приведена схема авиационной бомбы с автономным управлением,

на фиг.3 приведена радиоуправляемая авиационная бомба,

на фиг.4 приведена авиационная бомба с управлением при помощи системы глобального позиционирования,

на фиг.5 приведена авиационная бомба с видеокамерой и контроллером подрыва взрывного устройства авиационной бомбы.

Авиационная бомба (фиг.1) содержит осесимметричный корпус 1, содержащий цилиндрическую и коническую части. На цилиндрической части установлены четыре стабилизатора 2, выполненные с возможностью поворота для управления полетом авиационной бомбы. Внутри корпуса 1 установлены взрывное устройство 3 и емкость для жидкого топлива 4. Предпочтительно емкость для жидкого топлива 4 выполнить тороидальной формы.

Также внутри корпуса 1, вдоль его оси в центральной части установлен газотурбинный двигатель 5, работающий на жидком топливе (возможно применение сверхзвукового газотурбинного двигателя). Авиационная бомба имеет систему управления, установленную внутри корпуса 1.

Газотурбинный двигатель 5 состоит из воздухозаборника 6 с центральным обтекателем конической формы 6, компрессора 7, состоящего, в свою очередь, из статора компрессора 8 и ротора компрессора 9, камеры сгорания 10 с форсунками 11, к которым подключен топливопровод 12 с топливным насосом 13, имеющим привод насоса 14. За камерой сгорания 10 установлена турбина 15, содержащая сопловой аппарат 16 и рабочее колесо турбины 17. На выходе турбины 15 установлено реактивное сопло 18. По периферии установлены четыре твердотопливных реактивных (ракетных) двигателя 19. На валу 20 установлены все узлы ротора, а именно ротор компрессора 9 и рабочее колесо турбины 17. Все остальные узлы газотурбинного двигателя 4 образуют статор 21, в который входят сверхзвуковой воздухозаборник 6, статор компрессора 8, камера сгорания 10 и сверхзвуковое реактивное сопло 18. Система управления содержит бортовой компьютер 22, соединенный с контроллером двигателя 23, который соединен с приводом насоса 14. Каждый твердотопливный реактивный двигатель 19 оборудован контроллером запуска двигателя 25, который соединен с бортовым компьютером 22.

Система управления содержит акселерометр 26 и магнетометр 27 для измерения углов ориентации снаряда в полете, которые соединены с бортовым компьютером 22. К бортовому компьютеру 22 может быть подсоединено приемно-передающее устройство 28 (фиг.2), к которому подсоединена антенна 29. Антенна 29 имеет кольцевую форму, а участок корпуса 1 в районе расположения антенны 20 выполнен радиопрозрачным.

Внутри корпуса 1 (фиг.3) может быть установлено приемное устройство системы глобального позиционирования 29 (фиг.4), которое также подключено к бортовому компьютеру 22 и к антенне 29. Все соединения выполнены проводными связями 30. В глобальную систему позиционирования (Глонас или GPS) входят спутники 33, связанные с антенной 29 по радиоканалам 32.

Возможна установка в передней части корпуса видеокамеры 34, которая соединена с бортовым компьютером 22 (фиг.5).

Возможно применение схемы (фиг.5) подрыва с контроллером подрыва 35, подключенным к бортовому компьютеру 22 и к взрывному устройству 2.

Снаряд может быть оборудован стабилизаторами 32, закрепленными на внешней стороне корпуса 1 в его нижней части (фиг.1).

На фиг.1...5 приведена схема управления по углу тангажа α, по углу рыскания β и управление по углам крена (вращение) γ.

При применении снаряда в оперативную память бортового компьютера 22 вводят исходные данные полета. Снаряд 1 стартует с пусковой установки, для этого запускают сверхзвуковые газотурбинные двигатели 4, при этом бортовой компьютер 22 подает команду на привод насоса 14 и на топливный насос 13. Топливо подается из топливного бака 3 в камеру сгорания 10, где воспламеняется при помощи электрозапальника (не показан). Продукты сгорания приводят в действие рабочее колесо турбины 17, которое раскручивает через вал 20 ротор компрессора 9.

Применение жидкого топлива, а также кислорода атмосферного воздуха позволяет получить преимущество в дальности полета по сравнению с твердотопливными реактивными снарядами, т.к. теплотворная способность жидкого топлива больше, чем у твердого в 3...4 раза, а окислитель в форме кислорода воздуха берется из атмосферы.

При полете приемник системы глобального позиционирования 29 (системы ГЛОНАС или GPS) принимает сигнал с трех спутников системы по радиоканалам 30 и определяет собственные координаты. Используя заложенную программу, посредством воздействия бортового компьютера 22 на привод насосов 14 и далее на топливный насос 13 можно уменьшить или увеличить тягу каждого газотурбинного двигателя 5 и тем самым изменить траекторию полета снаряда от точки бомбометания до цели по дальности и всем углам: тангажу, рысканию и крену.

Твердотопливные реактивные двигатели 19 включают сразу после сбрасывания авиационной бомбы с бомбардировщика для того, чтобы как можно быстрее преодолеть большую высоту от места бомбометания. При этом возможно бомбометание с высот более 20 км. Воздуха на таких высотах недостаточно для работы газотурбинного двигателя, а твердотопливные реактивные (ракетные) несут запас окислителя и горючего в камере сгорания этих двигателей и в кислороде воздуха не нуждаются. На высоте 4...5 км запас твердого топлива исчерпывается, и включается газотурбинный двигатель, тяга которого может регулироваться в зависимости от команды с бортового компьютера 22, которая подается на контроллер двигателя 23, который ускоряет или замедляет работу привода 14 топливного насоса 13. При получении сигнала с бортового компьютера 22 о том, что авиационная бомба идет точно на цель, система регулирования устанавливает максимальную тягу газотурбинного двигателя, и авиационная бомба идет на поражение. При этом полет авиационной бомбы на конечном участке может осуществляться не вертикально, а под углом к цели по аналогии с реактивным снарядом.

По команде с бортового компьютера 22, переданной на контроллер подрыва 36 (фиг.5), взрывное устройство 3 может быть взорвано, например, в полете.

Управление снарядом по углам тангажа, рыскания и крена осуществляется поворотом стабилизаторов 2 при помощи приводов 24. Исходные данные об угловой ориентации снаряда постоянно контролируют акселерометр 26 и магнетометр 27. Магнетометр 27 определяет азимут движения снаряда, а акселерометр 26 - его отклонение от направления вектора тяжести. Необходимо применить либо три однокомпонентных акселерометра, либо один трехкомпонентный. Магнетометр необходимо установить возле магнитопроницаемого участка корпуса. Влияние центробежных сил на показания датчиков 26 и 27 исключено, т.к. снаряд не вращается.

Применение изобретения позволило:

- повысить скорость авиационной бомбы до сверхзвуковой за счет применения четырех твердотопливных реактивных двигателей и одного газотурбинного двигателя,

- повысить точность попадания до 2...5 м при бомбометании с высоты более 20 км,

- повысить мощность и КПД газотурбинного двигателя при меньших габаритах,

- обеспечить хорошую стабилизацию снаряда в полете из-за его вращения с огромной угловой скоростью,

- уменьшить нагрузки на приборы и датчики системы управления снаряда,

- стабилизировать положение снаряда в полете,

- улучшить и упростить управляемость снарядом в полете.

Изобретение относится к боеприпасам, используемым для бомбардировки наземных, надводных и подводных целей. Авиационная бомба содержит четыре твердотопливных реактивных двигателя и газотурбинный двигатель, первые из которых расположены в задней части корпуса по периферии, а второй установлен вдоль оси корпуса. Газотурбинный двигатель работает на жидком топливе и содержит емкость для жидкого топлива, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину. Бомба содержит также систему управления, приводы стабилизаторов и бортовой компьютер. Обеспечивается повышение скорости и дальности полета авиационной бомбы, а также точности бомбометания и расширение ее функциональных возможностей. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Авиационная бомба, содержащая корпус осесимметричной формы с четырьмя стабилизаторами, внутри которого установлены взрывное устройство и система управления, отличающаяся тем, что она снабжена четырьмя твердотопливными реактивными двигателями, расположенными в задней части корпуса по периферии, и газотурбинным двигателем, работающим на жидком топливе, установленным вдоль оси корпуса и содержащим емкость для жидкого топлива, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину, при этом емкость для жидкого топлива соединена топливопроводом, в котором установлен топливный насос, с камерой сгорания, а система управления содержит приводы стабилизаторов и бортовой компьютер.2. Бомба по п.1, отличающаяся тем, что система управления снабжена контроллером управления, соединенным с приводом управления и с бортовым компьютером.3. Бомба по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она снабжена контроллером

двигателя, соединенным с топливным насосом и с бортовым компьютером.