авиационная бомба

Формула изобретения

1. Авиационная бомба, содержащая корпус осесимметричной формы с четырьмя стабилизаторами, внутри которого установлено взрывное устройство, и систему управления, отличающаяся тем, что внутри корпуса установлен топливный бак, газотурбинный двигатель, работающий на жидком топливе, содержащий воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину, при этом топливный бак соединен с газотурбинным двигателем топливопроводом, в котором установлен топливный насос с приводом насоса, с камерой сгорания, причем на выходе из газотурбинного двигателя установлено центральное сопло и к его выходу подключены через регуляторы четыре боковых сопла, а система управления содержит привода стабилизаторов и бортовой компьютер.

2. Авиационная бомба по п.1, отличающаяся тем, что в системе управления установлен контроллер управления, соединенный с одной стороны с приводом управления, а с другой - с бортовым компьютером.

3. Авиационная бомба по п.1 или 2, отличающаяся тем, что привод насоса соединен с контроллером двигателя, соединенным с бортовым компьютером.

4. Авиационная бомба по п.1 или 2, отличающаяся тем, что к бортовому компьютеру подключено приемно-передающее устройство с антенной.

5. Авиационная бомба по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она снабжена приемником системы глобального позиционирования, подключенным к антенне и к бортовому компьютеру.

6. Авиационная бомба по п.1 или 2, отличающаяся тем, что в корпусе установлена видеокамера, соединенная с бортовым компьютером.

7. Авиационная бомба по п.1 или 2, отличающаяся тем, что к бортовому компьютеру подключен контроллер взрывателя, подключенный к взрывному устройству.

Описание изобретения к патенту

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, систему 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 недопустимо 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 за счет того, что авиационная бомба содержит корпус осесимметричной формы с четырьмя стабилизаторами, внутри которого установлено взрывное устройство, систему управления, топливный бак, газотурбинный двигатель, работающий на жидком топливе, содержащий воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину, топливный бак соединен с газотурбинным двигателем топливопроводом, в котором установлен топливный насос с приводом насоса, с камерой сгорания, на выходе из газотурбинного двигателя установлено центральное сопло и к его выходу подключены через регуляторы четыре боковых сопла, а система управления содержит приводы стабилизаторов и бортовой компьютер. В системе управления установлен контроллер управления, соединенный с одной стороны с приводом управления, а с другой - с бортовым компьютером. Привод насоса соединен с контроллером двигателя, который в свою очередь соединен с бортовым компьютером. К бортовому компьютеру подключено приемно-передающее устройство с антенной. Авиационная бомба может содержать приемник системы глобального позиционирования, подключенный к антенне и к бортовому компьютеру. В корпусе авиационного двигателя может быть установлена видеокамера, соединенная с бортовым компьютером. К бортовому компьютеру может быть подключен контроллер взрывателя, подключенный, в свою очередь, к взрывному устройству.

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

Сущность изобретения поясняется на фиг.1...6, где:

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

на фиг.2 приведен вид авиационной бомбы с торца,

на фиг.3 приведена радиоуправляемая авиационная бомба,

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

на фиг.5 приведена авиационная бомба с видеокамерой,

на фиг.6 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 топливный бак 4. Предпочтительно топливный бак 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. Варианты системы управления показаны на фиг.1...6.

Газотурбинный двигатель 5 состоит из воздухозаборника 6 с центральным обтекателем конической формы, 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 центральное сопло 18. 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 центральное сопло 18. Четыре боковых сопла 19 размещены по периферии, к ним подведены с выхода газотурбинного двигателя 18 (из полости перед центральным соплом 18) газоводы, содержащие регуляторы 21.

Система управления содержит бортовой компьютер 22, соединенный с контроллером двигателя 23, который соединен с приводом насоса 14. К каждому стабилизатору 2 подключен привод стабилизатора 24. К каждому регулятору 21 подключен контроллер сопла 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 30 (фиг.4), которое также подключено к бортовому компьютеру 22 и к антенне 29. Все соединения выполнены проводными связями 31. В глобальную систему позиционирования (Глонас или GPS) входят спутники 32, связанные с антенной 29 по радиоканалам 33.

Возможна установка в передней части корпуса видеокамеры 34, которая соединена с бортовым компьютером 22 (фиг.5) и предназначена для визуального радиоуправления авиационной бомбы с компьютера бомбардировщика, используя полученное на экране монитора бомбардировщика (не показан) изображение.

Возможно применение схемы (фиг.6) подрыва с контроллером подрыва 35, подключенным к бортовому компьютеру 22 и к взрывному устройству 2. Это позволяет взрывать взрывное устройство до того, как сработает контактное устройство, например, для поражения осколками авиационной техники на палубе авианосца.

При применении снаряда в оперативную память бортового компьютера 22 вводят исходные данные полета с самолета бомбардировщика, либо по проводному каналу связи, либо по радиоканалу с компьютера бомбардировщика (бомбардировщик и его системы на фиг.1...6 не показаны). Авиационная бомба сбрасывается с бомбардировщика с очень большой высоты. Через небольшой промежуток времени по команде с бортового компьютера 22, переданной на контроллер двигателя 23, далее на привод насоса 14, который приводит топливный насос 13. Топливо (жидкое) подается из топливного бака 3 в форсунки 11 камеры сгорания 10, где воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1...6 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 30 (системы ГЛОНАС или GPS) принимает сигнал с трех спутников 32 системы по радиоканалам 33 и определяет собственные координаты. Используя заложенную программу посредством воздействия бортового компьютера 22 на приводы насосов 14 и далее на топливные насосы 13, можно уменьшить или увеличить тягу каждого газотурбинного двигателя 5 и тем самым изменить траекторию полета снаряда от точки старта «А» до цели «Б» по дальности и всем углам: тангажу, рысканию и крену.

По команде с бортового компьютера 22, переданной на контроллер подрыва 36 (фиг.1), взрывное устройство 3 может быть взорвано, например в полете.

Управление снарядом по углам тангажа, рыскания и крена осуществляется согласно фиг.5 и 6 посредством рассогласования тяги сверхзвуковых реактивных двигателей. 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. Размещение этих датчиков в невращающемся корпусе 1 исключает влияние центробежных сил на показания датчиков.

Применение изобретения позволило:

- повысить скорость авиационной бомбы до сверхзвуковой за счет применения одного газотурбинного двигателя с четырьмя боковыми соплами,

- 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 за сет применения четырех вариантов управления: автономная система, радиоуправление, управление с использованием глобальной системы позиционирования, радиоуправление с использованием видеокамеры.