АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА УПРАВЛЯЕМОЙ ПЛАНИРУЮЩЕЙ АВИАБОМБЫ Российский патент 2022 года по МПК F42B10/00 F42B25/00 

Одним из путей повышения эффективности управляемых авиационных средств поражения с момента появления противовоздушной обороны является увеличение дальности их применения. Для управляемых авиационных бомб данная задача решалась за счет увеличения аэродинамического качества путем выбора аэродинамической компоновки, имеющей развитые несущие поверхности (крылья). Такие бомбы получили название управляемых планирующих авиационных бомб (УПАБ).

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для создания УПАБ. Из существующего уровня техники известна авиабомба УПАБ-1500Б-Э (каталог продукции Рособоронэкспорт//URL: https://roe.ru/catalog/vozdushno-kosmicheskie-sily/aviatsionnye-bomby/upab-1500b-e/), которая выполнена по нормальной аэродинамической схеме с использованием четырех плоских треугольных консолей малого удлинения λ_К=1 с симметричным профилем, установленных по схеме «X».

Основным недостатком отмеченной аэродинамической компоновки является малое удлинение крыльев, при которых реализуются максимальные значения аэродинамического качества K_max не больше 4.5. Максимальная дальность полета УПАБ-1500Б-Э до 50 км.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению является авиабомба GBU-39/B (Полтавский А.В., Семенов С.С., Бурба А.А., НГУЕН ЗУИ ФЫОНГ «Информационные процессы в технике: моделирование систем и объектов многофункциональных робототехнических комплексов беспилотной авиации» изд-во АО «ПСТМ», Москва, 2019 с. 155), аэродинамическая компоновка которой, выполнена по нормальной аэродинамической схеме с ориентацией консолей крыла по схеме «тандем» - «высокоплан». Крыло состоит из четырех профилированных передних и задних консолей большого удлинения соответственно λ_К≈15 и λ_К≈14, и позволяет совершать полет на дальность до 110 км, при максимальных значениях аэродинамического качества K_max≤8.

Недостатком использования аэродинамической компоновки «тандем» - «высокоплан» авиабомбы GBU-39/B является необходимость переворота по крену на угол ϕ=180° после отделения от носителя, что требует дополнительного расхода полной механической энергии на переворот по крену и уменьшает дальность полета авиабомбы.

Целью изобретения является выбор аэродинамической компоновки, позволяющей совершать полет на дальность свыше 110 км при максимальном значении аэродинамического качества K_max>8.5.

Технической задачей изобретения является разработка аэродинамической схемы крыла и корпуса УПАБ, устраняющая недостатки аналогов, и позволяющая реализовать значение K_max больше, чем у аналогов.

Технический результат - аэродинамическая компоновка УПАБ, реализующая большие, чем у аналогов дальности полета.

Решение поставленной задачи и достижение указанного технического результата обеспечивается за счет нижеследующего.

Управляемая планирующая авиационная бомба содержит корпус, которой состоит из последовательно соединенных носовой, центральной и кормовой частей. Носовая часть корпуса в основании имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а и переходит в сферу в вершине носовой части, центральная часть выполнена квадратной в поперечном сечении со стороной квадрата длиной я, кормовая часть имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а у большего основания, плавно переходящего в меньшее основание круглого сечения. Сторона квадрата длиной a расположена под углом ϕ=45° относительно вертикальной плоскости симметрии. Длина корпуса L_ф=14,4a.

На центральной части корпуса установлены элементы для подвески под носителем и крыло, выполненное по бипланной аэродинамической схеме, состоящее из четырех консолей с размахами равными и соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с углами стреловидности по передней кромке χ₀≈30° и χ₀≈84,5° соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с хордой консоли крыла равной b=0,67a, с криволинейным двояковыпуклым профилем, относительная толщина которого составляет

где с_к толщина профиля крыла,

и относительная вогнутость профиля

где ƒ_к вогнутость профиля крыла,

Консоли крыла в раскрытом и сложенном положениях соединены между собой концевыми стойками в виде плоских пластин, высотой равной h_cт=a и хордой равной b_ст=0.5b, с относительной толщиной равной

где с_ст толщина профиля стойки,

расположенными в раскрытом положении крыла параллельно хорде консолей крыла - вдоль потока, а в сложенном положении - под углом α_ст≈57°.

Предлагаемая компоновка УПАБ обладает преимуществом перед компоновкой GBU-39/B по несущим свойствам и аэродинамическому качеству, что подтверждено экспериментальными исследованиями в аэродинамической трубе.

Кроме того, предлагаемая компоновка позволяет размещать авиабомбу под носителем в полетном положении и не требует выполнения переворотов после отделения от носителя, что также является преимуществом перед авиабомбой GBU-39/B и не уменьшает дальность полета УПАБ.

Существо изобретения поясняется изображением фиг.1, на котором представлена предлагаемая аэродинамическая компоновка УПАБ.

Управляемая планирующая авиационная бомба содержит корпус, которой состоит из последовательно соединенных носовой, центральной и кормовой частей. Носовая часть корпуса в основании имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а и переходит в сферу в вершине носовой части. Центральная часть выполнена квадратной в поперечном сечении со стороной квадрата длиной а. Кормовая часть имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а у большего основания, плавно переходящего в меньшее основание круглого сечения. При этом, как изображено на фигуре 1, сторона квадрата длиной а расположена под углом ϕ=45° относительно вертикальной плоскости симметрии. Длина корпуса L_ф=14,4a.

На центральной части корпуса квадратной формы размещаются бугели для подвески под носитель, электрический разъем для связи с носителем и крыло. Для снижения лобового сопротивления авиабомбы и соответственно увеличения аэродинамического качества, все элементы подвески под носителем и механизм раскрытия консолей крыла, встроены в вершину центральной части корпуса.

Как показано на фигуре 1, крыло выполнено по бипланной аэродинамической схеме и состоит из четырех консолей, с удлинением λ_К≈15, с размахами равными и соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с углами стреловидности по передней кромке χ₀≈30° и χ₀≈84,5° соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с хордой консоли крыла равной b=0,67а.

Консоли крыла имеют криволинейный двояковыпуклый профиль, относительная толщина которого

где с_к толщина профиля крыла,

и относительная вогнутость профиля

где ƒ_к вогнутость профиля крыла.

Аэродинамическая компоновка обеспечивает балансировку авиабомбы при небольших углах отклонения рулей примерно равных |δ_В|≈3° на углах атаки α_бал, близких к углам атаки α_бал=α_Kmx≈6°, при которых достигаются максимальные значения аэродинамического качества K_max>8.5.

Консоли крыла в раскрытом и сложенном положениях соединены между собой концевыми стойками в виде плоских пластин, высотой равной h_cт=a и хордой равной b_cт=0.5b, с относительной толщиной

где с_ст толщина профиля стойки,

расположенными в раскрытом положении крыла параллельно хорде консолей крыла - вдоль потока, а в сложенном положении - под углом α_ст≈57°.

Концевые стойки совместно с четырьмя консолями крыла формируют замкнутый коробчатый прямоугольник, что увеличивает прочность и жесткость конструкции крыла. Кроме того, наличие концевых стоек обеспечивает синхронное раскрытие верхних и нижних консолей.

Как отмечалось ранее, предлагаемая компоновка УПАБ обладает преимуществом перед компоновкой GBU-39/B по несущим свойствам и аэродинамическому качеству, что подтверждено экспериментальными исследованиями в аэродинамической трубе.

Кроме того, предлагаемая компоновка позволяет размещать авиабомбу под носителем в полетном положении и не требует выполнения переворотов после отделения от носителя, что также является преимуществом перед авиабомбой GBU-39/B и не уменьшает дальность полета УПАБ.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к управляемым авиабомбам. Управляемая планирующая авиационная бомба (УПАБ) содержит корпус, который состоит из последовательно соединенных носовой, центральной и кормовой частей. Носовая часть корпуса в основании имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной ɑ и переходит в сферу в вершине носовой части. Центральная часть выполнена квадратной в поперечном сечении со стороной квадрата длиной ɑ. Кормовая часть имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной ɑ у большего основания, плавно переходящего в меньшее основание круглого сечения, при этом сторона квадрата длиной ɑ расположена под углом ϕ=45° относительно вертикальной плоскости симметрии. Длина корпуса L_ф=14,4ɑ. На центральной части корпуса установлены элементы для подвески под носителем и крыло, выполненное по бипланной аэродинамической схеме, состоящее из четырех консолей с размахами, равными l_К=11,1а и l_К=2,25а, соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с углами стреловидности по передней кромке χ₀≈30° и χ₀≈84,5°, соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с хордой консоли крыла, равной b=0,67a, с криволинейным двояковыпуклым профилем, относительная толщина которого составляет и относительная вогнутость профиля . Консоли крыла в раскрытом и сложенном положениях соединены между собой концевыми стойками в виде плоских пластин высотой, равной h_ст=ɑ, и хордой, равной b_ст=0,5b, с относительной толщиной, равной , расположенными в раскрытом положении крыла параллельно хорде консолей крыла - вдоль потока, а в сложенном положении - под углом α_ст≈57°. Техническим результатом является создание аэродинамической компоновки УПАБ, реализующей большие, чем у аналогов дальности полета. 1 ил.

Управляемая планирующая авиационная бомба содержит корпус, который состоит из последовательно соединенных носовой, центральной и кормовой частей, носовая часть корпуса в основании имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной ɑ и переходит в сферу в вершине носовой части, центральная часть выполнена квадратной в поперечном сечении со стороной квадрата длиной ɑ, кормовая часть имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной ɑ у большего основания, плавно переходящего в меньшее основание круглого сечения, при этом сторона квадрата длиной ɑ расположена под углом ϕ=45° относительно вертикальной плоскости симметрии, при этом длина корпуса L_ф=14,4ɑ, при этом на центральной части корпуса установлены элементы для подвески под носителем и крыло, выполненное по бипланной аэродинамической схеме, состоящее из четырех консолей с размахами, равными , соответственно, для раскрытого и сложенного положения крыла, с углами стреловидности по передней кромке χ₀≈30° и χ₀≈84,5°, соответственно, для раскрытого и сложенного положения крыла, с хордой консоли крыла равной b=0,67ɑ, с криволинейным двояковыпуклым профилем, относительная толщина которого составляет

где с_к - толщина профиля крыла,

и относительная вогнутость профиля

где ƒ_к - вогнутость профиля крыла,

при этом консоли крыла в раскрытом и сложенном положениях соединены между собой концевыми стойками в виде плоских пластин, высотой равной h_ст=ɑ и хордой равной b_ст=0,5b, относительной толщиной равной

где с_ст - толщина профиля стойки,

расположенными в раскрытом положении крыла параллельно хорде консолей крыла - вдоль потока, а в сложенном положении - под углом α_ст≈57°.