RU2014559C1 - Guided flying vehicle - Google Patents
Guided flying vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2014559C1 RU2014559C1 RU92001864A RU92001864A RU2014559C1 RU 2014559 C1 RU2014559 C1 RU 2014559C1 RU 92001864 A RU92001864 A RU 92001864A RU 92001864 A RU92001864 A RU 92001864A RU 2014559 C1 RU2014559 C1 RU 2014559C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- caliber
- compartment
- aircraft
- length
- payload
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки с самолета на землю полезного груза с повышенной точностью Екво = 4...7 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, взлетно-посадочных полос, ангаров и т.п., в широком спектре условий применения.The invention relates to aircraft and can be used to deliver payload from an airplane to the ground with increased accuracy E quo = 4 ... 7 m to eliminate any obstacles and congestion in extreme situations, during natural disasters, as well as to destroy durable obstacles and structures such as reinforced concrete shelters, runways, hangars, etc., in a wide range of conditions of use.
Известны корректируемые летательные аппараты с последовательно соединенными головным отсеком с телевизионным координатором и блоком электронной обработки информации, отсеком полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, и хвостовым приборным отсеком с установленными на нем четырьмя стабилизаторами и рулями. Adjustable aircraft are known with a head compartment connected in series with a television coordinator and an electronic information processing unit, a payload compartment with a triggering mechanism located in its bottom, and a tail instrument compartment with four stabilizers and rudders mounted on it.
Подобные зарубежные корректируемые летательные аппараты с телевизионными головками самонаведения описаны в статье В.Д.Дмитриева "Новые управляемые авиационные бомбы" ("Зарубежное военное обозрение", N 7, 1985, стр. 42). Similar foreign corrected aircrafts with television homing heads are described in the article by V. D. Dmitriev “New Guided Aerial Bombs” (Foreign Military Review, N 7, 1985, p. 42).
Наиболее близкой к изобретению из известных является корректируемая авиационная бомба (КАБ) Франции SАМР-400 (Отчет "Экспозиция авиабомбовых средств поражения фирмы САМП на Парижской международной авиационной выставке 1975 г.", ГНПП "Регион", инв. 5). Данная КАБ выбрана в качестве прототипа. The closest to the invention of the known is the French Adjustable Aircraft Bomb (CAB) SAMR-400 (Report "Exposure of SAMP bombing weapons at the Paris International Aviation Exhibition 1975", GNPP "Region", inv. 5). This KAB is selected as a prototype.
Стабилизированная по крену КАБ SАМР-400 содержит последовательно соединенные носовую часть с телевизионной головкой самонаведения, включающей блок координата цели и блок электронной обработки информации, боевую часть с взрывателем, хвостовой прибоpный отсек с установленными на нем четырьмя стабилизаторами и рулями. The stabilized KAB SAMP-400 roll contains a nose part connected in series with a television homing head, including a target coordinate unit and an electronic information processing unit, a warhead with a fuse, a tail instrument compartment with four stabilizers and rudders mounted on it.
SАМР-400, являющаяся прототипом, обеспечивает точность попадания ≈7 м, но имеет ряд недостатков, снижающих эффективность КАБ и ограничивающих зону сброса КАБ и условия ее применения. SAMP-400, which is a prototype, provides a hit accuracy of ≈7 m, but has a number of disadvantages that reduce the efficiency of the CAB and limit the zone of discharge of the CAB and the conditions for its use.
КАБ SАМР-400 сбрасывается с самолета-носителя на цель из достаточно узкой, ограниченной области, начальные условия которой по дальности относа КАБ, скорости и углу планирования соответствуют попаданию авиабомбы в цель при практически баллистическом полете. The SAMR-400 KAB is dropped from the carrier aircraft onto the target from a rather narrow, limited area, the initial conditions of which in terms of the KAB's range, speed and planning angle correspond to the falling of an air bomb into the target during an almost ballistic flight.
Это объясняется тем, что SАМР-400 выполнена на основе уже существовавшей неуправляемой фугасной бомбы. Масса существовавшей фугасной бомбы (около 400 кг), ее длина (около 4 м) и диаметр (660 мм) не оптимизировались, исходя из условий обеспечения высокой управляемости КАБ. This is because the SAMP-400 is made on the basis of the already existing unguided high-explosive bomb. The mass of the existing high-explosive bomb (about 400 kg), its length (about 4 m) and diameter (660 mm) were not optimized, based on the conditions for ensuring high controllability of the CAB.
Технической задачей настоящего изобретения является повышение эффективности корректирующего летательного аппарата и расширение зоны и условий сброса летательного аппарата. The technical task of the present invention is to increase the efficiency of the corrective aircraft and expand the zone and conditions of discharge of the aircraft.
Решение задачи достигается тем, что между головным отсеком и отсеком полезной нагрузки установлен дополнительно тонкостенный переходной отсек с блоком бортовой автоматики, размещенном в объеме вокруг усиленного толстостенного обтекателя носовой части полезного груза, самоцентрирующийся замковый механизм и разъемный кожух, при этом дополнительный отсек герметично донной частью насажен на оживальную часть обтекателя полезного груза и закреплен самоцентрирующимся замковым механизмом, закрытым разъемным кожухом, обтекатель головного отсека в передней части выполнен оптически прозрачным в форме полусферической оболочки с диаметром, равным 0,85...0,87 калибра аппарата, и плавно сопряжен с наружным сферическим металлическим обводом обтекателя в плоскости, отстоящей от передней оконечности летательного аппарата на расстоянии 0,21...0,22 калибра, а на задней части головного отсека на расстоянии 1,55...1,65 калибра от передней оконечности аппарата установлены по Х-образной схеме четыре дестабилизатора в створе со стабилизаторами, закрепленными на хвостовом отсеке, выполненном в виде цилиндра диаметром 0,85...0,93 калибра аппарата, в донную часть которого выведены выхлопные патрубки турбогенератора, размещенные симметрично между боковыми стабилизаторами, а ось вращения аэродинамических рулей расположена на расстоянии 0,09...0,11 калибра аппарата от передней кромки руля, длина дополнительного переходного отсека составляет 1,45...1,55 калибра аппарата, длина головного отсека 2,15...2,25 калибра, длина полезного груза 3,45... 3,55 калибра с длиной носовой оживальной части 1,35...1,45 калибра, длина хвостового отсека 1,95...2,05 калибра, а толщина корпуса полезного груза в его носовой части равна 0,65...0,75 калибра, длина корневой хорды каждого из дестабилизаторов составляет 0,4...0,6 калибра аппарата, высота 0,27... 0,29 калибра, длина их концевой хорды равна 0,33...0,35 калибра, а угол стреловидности их равен 27...33о, а длина корневой хорды стабилизаторов составляет 1,4...1,5 калибра, высота 0,6...0,65 калибра, длина концевой хорды 0,8. ..0,9 калибра и угол стреловидности стабилизаторов 40...50о, хорда каждого из поворотных аэродинамических рулей составляет 0,32...0,36 калибра, высота 0,6...0,65 калибра летательного аппарата, центр масс его находится на расстоянии 4,7...4,8 калибра аппарата от его передней оконечности.The solution is achieved by the fact that between the head compartment and the payload compartment there is an additional thin-walled transition compartment with an on-board automation unit located in the volume around the reinforced thick-walled fairing of the nose of the payload, a self-centering locking mechanism and a detachable casing, while the additional compartment is sealed with a bottom part on the lively part of the payload fairing and secured by a self-centering locking mechanism closed by a detachable casing, the fairing fairing the compartment in the front part is made optically transparent in the form of a hemispherical shell with a diameter equal to 0.85 ... 0.87 caliber of the device, and is smoothly interfaced with the outer spherical metal contour of the fairing in the plane separated from the front end of the aircraft at a distance of 0.21 ... 0.22 gauge, and on the back of the head compartment at a distance of 1.55 ... 1.65 caliber from the front end of the apparatus, four destabilizers are installed in alignment with stabilizers mounted on the tail compartment made in view e of a cylinder with a diameter of 0.85 ... 0.93 caliber of the apparatus, into the bottom of which the exhaust pipes of the turbogenerator are placed symmetrically between the side stabilizers, and the axis of rotation of the aerodynamic rudders is located at a distance of 0.09 ... 0.11 caliber of the apparatus from the front edge of the steering wheel, the length of the additional transition compartment is 1.45 ... 1.55 caliber apparatus, the length of the head compartment is 2.15 ... 2.25 caliber, the length of the payload is 3.45 ... 3.55 caliber with a length bow animated part 1.35 ... 1.45 caliber, tail compartment length 1.95 ... 2.05 caliber, and thickness of core of the payload in its bow is 0.65 ... 0.75 caliber, the length of the root chord of each of the destabilizers is 0.4 ... 0.6 caliber of the device, the height is 0.27 ... 0.29 caliber, the length of their end chord is 0.33 ... 0.35 caliber, and their sweep angle is 27 ... 33 about , and the length of the root chord of stabilizers is 1.4 ... 1.5 caliber, height 0.6. ..0.65 gauge, end chord length 0.8. ..0.9 gauge and sweep angle of stabilizers 40 ... 50 о , the chord of each of the rotary aerodynamic rudders is 0.32 ... 0.36 gauge, height 0.6 ... 0.65 gauge of the aircraft, center its mass is located at a distance of 4.7 ... 4.8 caliber apparatus from its front end.
На фиг.1 представлен общий вид предлагаемого корректируемого летательного аппарата; на фиг.2 - донная часть летательного аппарата с выведенными выхлопными патрубками турбогенератора. Figure 1 presents a General view of the proposed adjustable aircraft; figure 2 - the bottom of the aircraft with the exhaust pipes of the turbogenerator.
Предлагаемый в изобретении стабилизированный по крену корректируемый летательный аппарат (фиг.1) содержит последовательно соединенные головной отсек 1 с телевизионным координатором, блоком корреляционной обработки информации и установленными Х-образно на отсеке четырьмя дестабилизаторами 2, дополнительный тонкостенный переходной отсек 3 с блоком боровой автоматики, самоцентрирующимся замковым механизмом 4 и разъемным кожухом 5, отсек полезной нагрузки 6 с механизмом задействования 7, хвостовой отсек 8 с блоком системы управления, турбогенераторным источником энергии и четырьмя Х-образно закрепленными на нем стабилизаторами 9 с аэродинамическими рулями 10. The inventive stabilized roll correctable aircraft (Fig. 1) contains a series-connected head compartment 1 with a television coordinator, a correlation processing unit and four
В донную часть аппарата симметрично между боковыми стабилизаторами выведены выхлопные патрубки турбогенератора 11 (фиг.2). In the bottom part of the apparatus symmetrically between the side stabilizers the exhaust pipes of the
Предложенный корректирующий летательный аппарат работает следующим образом. The proposed corrective aircraft operates as follows.
После обнаружения цели летчиком (штурманом), прицеливания и захвата цели телевизионным координатором, стоящим в головном отсеке 1, корректируемый летательный аппарат сбрасывается с самолета-носителя. After detecting the target by the pilot (navigator), aiming and capturing the target by the television coordinator, standing in the head compartment 1, the corrected aircraft is dropped from the carrier aircraft.
При этом в процессе прицеливания и захвата цели летчик выбирает точку на местности, куда с высокой точностью должен попасть летательный аппарат. Выбор этой точки осуществляется с помощью электронного перекрестия, накладываемого на эту точку. По отпусканию кнюппеля (механизма управления перекрестием) в блоке корреляционной обработки информации, стоящем в головном отсеке 1, запоминается телевизионное изображение местности с целью в качестве эталонного изображения. Это эталонное изображение каждый телевизионный кадр (40 мсек) сравнивается с текущим телевизионным изображением местности для формирования сигнала ошибки, отработка которого и обеспечивает весьма высокую точность самонаведения корректируемого летательного аппарата. At the same time, in the process of aiming and capturing the target, the pilot selects a point on the terrain where the aircraft should be hit with high accuracy. This point is selected using an electronic crosshair superimposed on this point. By releasing the joystick (the crosshair control mechanism) in the correlation processing unit of information located in the head compartment 1, the television image of the area is stored with the target as a reference image. This reference image each television frame (40 ms) is compared with the current television image of the area to generate an error signal, the development of which provides a very high accuracy of homing of the corrected aircraft.
Однако самонаведение на цель в течение 2,5 с после сброса с самолета-носителя не происходит. В этот период блок бортовой автоматики, стоящий в дополнительном переходном отсеке 3, формирует команду, в соответствии с которой сразу же после сброса осуществляется только угловая стабилизация корректируемого летательного аппарата. Это делается для обеспечения безопасности отделения летательного аппарата от самолета-носителя. However, homing at the target within 2.5 s after the discharge from the carrier aircraft does not occur. During this period, the on-board automation unit, standing in the additional transition compartment 3, forms a command, according to which immediately after the reset, only the angular stabilization of the corrected aircraft is carried out. This is done to ensure the safety of separation of the aircraft from the carrier aircraft.
Хотя координатор цели в это время продолжает автосопровождать заданную точку. Although the goal coordinator at this time continues to auto-track the given point.
В процессе дальнейшего полностью автономного полета телевизионный координатор с блоком корреляционной обработки информации, стоящие в головном отсеке 1, осуществляют измерение угловой скорости вращения линии визирования цели, формирование управляющих сигналов на аэродинамические рули 10 корректируемого летательного аппарата с помощью блока системы управления, стоящего в хвостовом отсеке 8. In the process of further fully autonomous flight, a television coordinator with a correlation processing unit, located in the head compartment 1, measures the angular velocity of rotation of the target line of sight, generates control signals to the aerodynamic wheels 10 of the corrected aircraft using the control unit in the tail compartment 8 .
Автосопровождение цели осуществляется телевизионным датчиком цели, работающим в оптическом спектральном диапазоне 0,4...0,76 мкм. Телевизионный датчик цели установлен на трехстепенном гиростабилизаторе, имеющим значительные углы прокачки. Автосопровождение цели осуществляется через оптически прозрачный обтекатель, размеры которого позволяют обеспечить сопровождение цели при сбросах в широком диапазоне начальных условий. Auto tracking of the target is carried out by a television target sensor operating in the optical spectral range of 0.4 ... 0.76 μm. The television target sensor is mounted on a three-stage gyrostabilizer having significant pumping angles. Auto tracking of the target is carried out through an optically transparent fairing, the dimensions of which allow tracking the target during discharges in a wide range of initial conditions.
Высокая маневренность корректируемого летательного аппарата обеспечивается балансировочными углами атаки (скольжения) до 40о, создаваемыми аэродинамическими рулями 10, при наличии практически нейтральной устойчивости летательного аппарата.High maneuverability of the aircraft is provided by the corrected angles balancing attack (slip) to 40 created by aerodynamic control surfaces 10, in the presence of substantially neutral stability of the aircraft.
Нейтральная устойчивость летательного аппарата обеспечивается рациональным выбором компановки аппарата, геометрических размеров и места установки дестабилизаторов 2 и стабилизаторов 9 летательного аппарата. Neutral stability of the aircraft is ensured by a rational choice of the arrangement of the device, geometric dimensions and the installation location of
Нейтральная устойчивость аппарата позволяет реализовать значительные перегрузки при рулевых агрегатах малой мощности. Малые шарнирные моменты на аэродинамических рулях обеспечиваются рациональным выбором положения оси вращения руля. Neutral stability of the device allows for significant overloads with steering units of low power. Small articulated moments on the aerodynamic rudders are provided by a rational choice of the position of the axis of rotation of the steering wheel.
При встрече летательного аппарата с целью срабатывает механизм задействования 7 и доставляемый груз 6. When the aircraft encounters with a view, the activation mechanism 7 and the delivered cargo 6 are triggered.
Высокая эффективность преодоления прочных преград обеспечивается выбором оживальной части полезного груза длиной в 1,35...1,45 калибра и толщиной корпуса полезного груза, равной 0,65...0,75 калибра. High efficiency of overcoming strong obstacles is provided by the choice of the live part of the payload with a length of 1.35 ... 1.45 caliber and the thickness of the body of the payload equal to 0.65 ... 0.75 caliber.
Турбогенераторный источник энергии существенно упрощает регламентный контроль аппарата и его эксплуатацию в течение весьма длительного времени. The turbogenerator energy source greatly simplifies the routine monitoring of the apparatus and its operation for a very long time.
Соединение головного отсека 1 аппарата и дополнительного переходного отсека 3 с отсеком полезного груза 6 осуществляется самоцентрирующимся замковым механизмом 4. Разъемный кожух 5 восстанавливает цилиндрический внешний обвод летательного аппарата, закрывая место соединения переходного отсека 3 и отсека полезной нагрузки 6. The connection of the head compartment 1 of the apparatus and the additional transition compartment 3 with the payload compartment 6 is carried out by a self-centering locking mechanism 4. The detachable casing 5 restores the cylindrical outer contour of the aircraft, closing the junction of the transition compartment 3 and the payload compartment 6.
Предлагаемый корректируемый летательный аппарат обеспечивает точность попадания 4...7 м при высотах применения 0,5...10 км и скоростях применения 550...1100 км/ч. The proposed adjustable aircraft provides an accuracy of 4 ... 7 m at altitudes of 0.5 ... 10 km and application speeds of 550 ... 1100 km / h.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU92001864A RU2014559C1 (en) | 1992-10-22 | 1992-10-22 | Guided flying vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU92001864A RU2014559C1 (en) | 1992-10-22 | 1992-10-22 | Guided flying vehicle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014559C1 true RU2014559C1 (en) | 1994-06-15 |
Family
ID=20130864
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU92001864A RU2014559C1 (en) | 1992-10-22 | 1992-10-22 | Guided flying vehicle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2014559C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2510485C2 (en) * | 2012-01-13 | 2014-03-27 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Method of control over flight speed of rocket of normal aerodynamic configuration with x-configuration of fins |
| RU2556890C2 (en) * | 2013-10-17 | 2015-07-20 | Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Error signal generation at control over object placing to preset point |
| RU2769180C1 (en) * | 2021-04-22 | 2022-03-29 | Акционерное общество "Государственное научно-производственное предприятие "Регион" | Aerodynamic layout of a controlled gliding aerial bomb |
-
1992
- 1992-10-22 RU RU92001864A patent/RU2014559C1/en active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2510485C2 (en) * | 2012-01-13 | 2014-03-27 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Method of control over flight speed of rocket of normal aerodynamic configuration with x-configuration of fins |
| RU2556890C2 (en) * | 2013-10-17 | 2015-07-20 | Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Error signal generation at control over object placing to preset point |
| RU2769180C1 (en) * | 2021-04-22 | 2022-03-29 | Акционерное общество "Государственное научно-производственное предприятие "Регион" | Aerodynamic layout of a controlled gliding aerial bomb |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Petrescu et al. | The Aviation History | |
| WO2023070787A1 (en) | Airdrop forest fire extinguishing bomb | |
| CN110329515A (en) | It is a kind of to examine the design method and system for making integrated aircraft | |
| RU2014559C1 (en) | Guided flying vehicle | |
| RU2544446C1 (en) | Rolling cruise missile | |
| US20190359330A1 (en) | Airborne space anti-missile system | |
| RU2339905C2 (en) | Roll-stabilised air bomb with inertial-satellite guidance system | |
| RU2346232C1 (en) | High-accuracy bank-stabilised day-hight all-weather aviabomb with inertial-satellite guidance system | |
| RU2156954C1 (en) | Corrected spin-stabilized homing aerial bomb | |
| RU2232973C1 (en) | Roll-stabilized aerial bomb | |
| CN107008017B (en) | A kind of dedicated multifunction detecting dummy vehicle of teenager's defence education | |
| RU2263875C1 (en) | High-precision and high power self-aimed air bomb with a television homing head | |
| Mladenov | Mikoyan-Gurevich MiG-21 | |
| CN110940236A (en) | Non-aiming intelligent flying patrol bomb | |
| RU2044255C1 (en) | Controllable roll-stabilized air vehicle with laser homing head | |
| RU2750586C1 (en) | Modular convertiplanes for ship-based aircraft missile systems | |
| RU2748043C1 (en) | Watercraft aviation and rocket anti-satellite system | |
| RU2228510C1 (en) | Roll-stabilized aerial bomb with laser homing head | |
| Rigby | Weapons integration | |
| RU2317515C1 (en) | Twenty-four-hour high-accuracy all-weather adjustable roll-stabilized air bombs with global satellite navigation unit | |
| RU2204795C1 (en) | Self-guided aerial bomb | |
| RU2293944C2 (en) | High-accuracy adjustable aerial bomb of twenty-four-hour combat employment, roll stabilized, with infra-red homing head and cellular fairing | |
| Kuchta | Technology advances in cruise missiles | |
| RU2352895C1 (en) | High-precision roll-stabilised air bomb with laser gyroscopically stabilised coordinator and penetration head | |
| CN116198734A (en) | Air-based interception aircraft with guide head arranged at rear part of flight direction |