Авиационная бомба с биротативным газотурбинным двигателем

Изобретение относится к боевой технике и предназначено для бомбардировки наземных, надводных и подводных целей. Технический результат - повышение скорости полета, дальности и точности бомбометания и расширение функциональных возможностей бомбы. Бомба содержит корпус осесимметричной формы, состоящий из двух частей: вращающейся и невращающейся, внутри которого установлено взрывное устройство, и систему управления. Внутри корпуса также установлена емкость с топливом, биротативный газотурбинный двигатель, работающий на жидком топливе, содержащий воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину. При этом топливный бак соединен топливопроводом, в котором установлен топливный насос с приводом насоса, соединенным с контроллером управления и с камерой сгорания, а система управления содержит бортовой компьютер, соединенный с контроллером управления. Контроллер управления соединен с регуляторами. Привод насоса соединен с контроллером управления, который, в свою очередь, соединен с бортовым компьютером. К бортовому компьютеру подключено приемно-передающее устройство с антенной. Бомба содержит приемник системы глобального позиционирования, подключенный к антенне и к бортовому компьютеру. К бортовому компьютеру может быть подключен контроллер взрывателя, подключенный, в свою очередь, к взрывному устройству. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

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.

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

Известна управляемая авиационная бомба РХ 1400, Германия, сайт Интернет http://base13/glasnet.ru. Эта бомба содержит корпус, внутри которого установлено взрывное устройство, систему управления, стабилизаторы, привода 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 с биротативным газотурбинным двигателем, содержащая корпус осесимметричной формы, выполненный с вращающейся и невращающейся частями, внутри которого установлено взрывное устройство, система управления, топливный бак, биротативный газотурбинный двигатель с внешним и внутренним роторами, работающий на жидком топливе, с воздухозаборником, компрессором, камерой сгорания и турбиной, при этом топливный бак соединен топливопроводом, в котором установлен топливный насос с приводом насоса, соединенным с контроллером управления и с камерой сгорания, а система управления содержит бортовой компьютер, соединенный с контроллером управления. Авиационная бомба снабжена регуляторами, соединенными с контроллером управления. Привод насоса соединен с контроллером управления. Авиационная бомба снабжена приемно-передающим устройством с антенной, подключенной к бортовому компьютеру. Авиационная бомба снабжена приемником системы глобального позиционирования, подключенным к антенне и бортовому компьютеру. Авиационная бомба снабжена контроллером взрывателя, подключенным к бортовому компьютеру и 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 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,

на фиг.6 приведена схема управляемого (бесконтактного) 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 3 выполнен торроидальной формы.

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

Биротативный 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 реактивное сопло 18. По периферии установлены четыре управляющих сопла 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. Статор двигателя 21 является внешним ротором и вращается в противоположную сторону. Система управления содержит регуляторы 23, к которым подключен контроллер управления 24, который подключен к бортовому компьютеру 25. Контроллер управления 24 также соединен с приводом насоса 14 (фиг.3).

Система управления содержит акселерометр 26 и магнетометр 27 для измерения углов ориентации снаряда в полете, которые соединены с бортовым компьютером 22. К бортовому компьютеру 25 может быть подсоединено приемно-передающее устройство 28 (фиг.4), к которому подсоединена антенна 29. Антенна 29 имеет кольцевую форму, а участок корпуса 1 в районе расположения антенны 29 выполнен радиопрозрачным. Все соединения выполнены проводными связями 30.

Внутри корпуса 1 (фиг.5) может быть установлено приемное устройство системы глобального позиционирования 31, который также подключен к бортовому компьютеру 25 и к антенне 29. В глобальную систему позиционирования (Глонас или ОР8) входят спутники 33, связанные с антенной 29 по радиоканалам 32.

Для управления может использоваться видеосигнал с видеокамеры 34. Для этого возможна установка во вращающейся части корпуса 1 видеокамеры 34, которая соединена с бортовым компьютером 25 (фиг.6).

Возможно применение схемы (фиг.1) подрыва с контроллером подрыва 35, подключенным к бортовому компьютеру 25 и к взрывному устройству 4.

Бомба может быть оборудована стабилизаторами 36, закрепленными на внешней стороне корпуса 1 в его нижней части (фиг.1).

При применении бомбы в оперативную память бортового компьютера 25 вводят исходные данные полета. Биротативная авиационная бомба сбрасывается с бомбардировщика, потом запускают газотурбинный двигатель 5, при этом бортовой компьютер 25 подает команду на привод насоса 14 и на топливный насос 13. Топливо подается из топливного бака 4 в камеру 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 31 (системы Глонас или ОР8) принимает сигнал с трех спутников 33 системы по радиоканалам 32 и определяет собственные координаты. Используя заложенную программу посредством воздействия бортового компьютера 25 привод насоса 14, и далее на топливный насос 13 можно уменьшить или увеличить тягу газотурбинного двигателя 5, и тем самым изменить траекторию полета бомбы.

По команде с бортового компьютера 25, переданной на контроллер подрыва 35 (фиг.1), взрывное устройство 2 может быть взорвано, например в полете.

Управление снарядом по углам тангажа, рыскания и крена осуществляется согласно фиг.1 посредством включения управляющих сопел 19. Исходные данные об угловой ориентации бомбы постоянно контролируют акселерометр 26 и магнетометр 27. Магнетометр 27 определяет азимут движения бомбы, 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 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 бомбы в полете из-за его вращения с огромной угловой скоростью,

- уменьшить нагрузки на приборы и датчики системы управления бомбы, за счет их размещения в невращающейся части корпуса, стабилизировать положение бомбы в полете,

- уменьшить габариты биротативного газотурбинного двигнателя и центробежные нагрузки на внешний и внутренний роторы за счет их вращения в разные стороны и создания таких условий, что с точки зрения аэродинамики и газодинамики считается, что относительная скорость вращения роторов равна сумме их окружных скоростей, в то же время реальные скорости в 2 раза меньше, а центробежные нагрузки ниже почти в 4 раза,

- улучшить и упростить управляемость бомбой в полете.

1. Авиационная бомба с биротативным газотурбинным двигателем, содержащая корпус осесимметричной формы, выполненный с вращающейся и невращающейся частями, внутри которого установлено взрывное устройство, система управления, топливый бак, биротативный газотурбинный двигатель с внешним и внутренним роторами, работающий на жидком топливе, с воздухозаборником, компрессором, камерой сгорания и турбиной, при этом топливный бак соединен топливопроводом, в котором установлен топливный насос с приводом насоса, соединенным с контроллером управления и с камерой сгорания, а система управления содержит бортовой компьютер, соединенный с контроллером управления.

2. Авиационная бомба по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена регуляторами, соединенными с контроллером управления.

3. Авиационная бомба по п.1 или 2, отличающаяся тем, что привод насоса соединен с контроллером управления.

4. Авиационная бомба по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она снабжена приемно-передающим устройством с антенной, подключенным к бортовому компьютеру.

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

6. Авиационная бомба по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она снабжена контроллером взрывателя, подключенным к бортовому компьютеру и взрывному устройству.