Аэродинамический руль управляемой ракеты

Изобретение относится к области вооружения. Аэродинамический руль управляемой ракеты, устанавливаемый на оси, имеет стреловидные переднюю и заднюю кромки. Руль состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности, выполненной с углом стреловидности передней кромки величиной 55...65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43...47°. Бипланная поверхность выполнена с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5...30°. При использовании изобретения повышается эффективность аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета. 3 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемых ракет систем и комплексов высокоточного оружия.

Известен поворотный аэродинамический руль, выполненный в виде монопланной несущей поверхности со стреловидными передней и задней кромками (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973, с.48, таблица 1.4 - Рули типа поворотного оперения).

Расширение области тактических задач и повышение эффективности применения управляемых ракет предопределяет постоянное увеличение могущества их боевых частей и расширение диапазона скоростей полета, что обусловливает тенденцию к увеличению их габаритов и массы. Как следствие этого, возникает необходимость увеличения потребных управляющих усилий, создаваемых аэродинамическими рулями.

Увеличение управляющего усилия поворотного аэродинамического руля связано с увеличением его площади в плане. Однако в управляемой ракете, когда размах аэродинамического руля конструктивно ограничен расстоянием между корпусом головной части ракеты и стенкой пускового контейнера, увеличение площади аэродинамического руля в плане возможно только за счет увеличения его хорды. Это приводит к возрастанию шарнирного аэродинамического момента, нагружающего рулевой привод. Возрастание нагрузки на рулевой привод обусловливает увеличение его потребной мощности и габаритов, что ухудшает габаритно-массовые характеристики управляемой ракеты.

Задача предлагаемого изобретения - повышение эффективности аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод.

Решение поставленной задачи в поворотном аэродинамическом руле управляемой ракеты, устанавливаемом на оси и имеющем стреловидные переднюю и заднюю кромки, достигается тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности. Монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55...65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43...47°, а бипланная - с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5...30°. Отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8...1,2. Между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд. Отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35...0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.

Проведено сравнение аэродинамических характеристик заявляемого аэродинамического руля с аэродинамическими характеристиками аэродинамического руля в виде монопланной несущей поверхности. При этом сравниваемые аэродинамические рули имели одинаковые форму и площадь в плане. Испытания проведены в аэродинамической трубе ЦАГИ на модели управляемой ракеты, состоящей из оживальной головной части и цилиндрического корпуса, закрепленного на державке. Измерения аэродинамических сил и моментов испытуемых аэродинамических рулей осуществлялись внутримодельными тензовесами.

Результаты испытаний показывают, что в исследованном диапазоне скоростей, соответствующем числам Маха 0,62≤М≤3,25, заявляемый аэродинамический руль имеет на 15-20% большую эффективность управления и на 30-40% меньший шарнирный аэродинамический момент.

Конструкция заявляемого аэродинамического руля представлена на фиг.1, 2 и 3, где приняты следующие обозначения:

b - бортовая хорда аэродинамического руля;

b₁ - бортовая хорда монопланной несущей поверхности;

b₂ - бортовая хорда бипланной несущей поверхности;

Δ - зазор между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности;

L - размах аэродинамического руля;

ψ - угол стреловидности передней кромки монопланной несущей поверхности;

ϕ - угол стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности;

γ - угол стреловидности задних кромок бипланной несущей поверхности.

На фиг.1 изображены часть корпуса и пускового контейнера ракеты с аэродинамическим рулем в плане, на фиг.2 - разрез А-А по бортовой хорде аэродинамического руля, а на фиг.3 - разрез Б-Б по концевой хорде аэродинамического руля.

Аэродинамический руль установлен на оси 1 между корпусом 2 ракеты и стенкой пускового контейнера 3 и состоит из монопланной 4 и бипланной 5 несущих поверхностей, жестко связанных боковыми бортовой 6 и концевой 7 стойками. Ось 1 выполнена на боковой бортовой стойке 6 и связана с рулевым приводом ракеты.

Работа заявляемого устройства происходит следующим образом. Управляющая аэродинамическая сила возникает при обтекании аэродинамического руля воздушным потоком в процессе полета ракеты и зависит от угла его поворота относительно корпуса 2 ракеты. Рулевой привод осуществляет поворот оси 1, а следовательно, и аэродинамического руля в соответствии с командой системы управления ракеты.

Таким образом, заявляемый аэродинамический руль управляемой ракеты обеспечивает повышение эффективности аэродинамического управления в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод за счет его выполнения в виде комбинации монопланной и бипланной несущих поверхностей при определенных соотношениях размеров и формах в плане.

Аэродинамический руль управляемой ракеты, устанавливаемый на оси и имеющий стреловидные переднюю и заднюю кромки, отличающийся тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля, при этом плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности, монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55÷65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43÷47°, а бипланная - с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5÷30°, отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8÷1,2, между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд, причем отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35÷0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.