Способ установки лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты



Способ установки лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты
Способ установки лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты

 


Владельцы патента RU 2403530:

Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники. Способ установки лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты включает в себя сборку оперения с жестко закрепленными лопастями на корпусе под заданным рабочим углом наклона лопасти, измерение и расчет фактического рабочего угла наклона каждой установленной лопасти. Несоответствие фактического и заданного рабочих углов наклона лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты компенсируется за счет выполнения на поверхности каждой лопасти нивелировочной площадки с заданной шириной, определяющий линейный размер которой вычисляют по заданной формуле. Обеспечивается заданный режим вращения ракеты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники.

Известен способ установки лопастей стабилизатора под заданный рабочий угол наклона (патент России №2194940 от 20.12.2002 г.), в котором установку заданного рабочего угла наклона каждой лопасти осуществляют по перепаду реперных точек, попарно лежащих в n-количестве i-сечений, параллельных продольной оси лопасти стабилизатора. При этом сначала вращением эксцентрикового пальца устанавливают заданный рабочий угол наклона лопасти по перепаду реперных точек, лежащих в центре давления аэродинамических сил, действующих на лопасть, в сечении, делящем лопасть пополам, затем замеряют перепады реперных точек каждого из i-сечений, расположенных по обе стороны от центра давления аэродинамических сил. Вычисление значения фактического рабочего угла наклона лопасти осуществляют по формуле

где сумма перепадов реперных точек, попарно лежащих в n-количестве i-сечений, параллельных продольной оси лопасти;

- частная производная коэффициента момента крена i-сечения по углу наклона;

- частная производная коэффициента момента крена всей лопасти по углу наклона;

δi - фактический угол наклона i-сечения, рассчитанный по замеренному перепаду реперных точек.

Если фактический расчетный угол наклона лопасти не соответствует заданному, то, вращая соединительный эксцентриковый палец, добиваются изменения перепада реперных точек, лежащих в центре давления аэродинамических сил, на величину несоответствия. Сущность данного способа заключается в том, что обеспечивается точность установки заданного рабочего угла наклона лопастей стабилизатора в заданных допусках с учетом неплоскостности самой лопасти. Установка заданного рабочего угла наклона лопастей стабилизатора в заданных допусках с учетом неплоскостности самой лопасти обеспечивает выбор заданного режима вращения ракеты из условия необходимости несовпадения частоты вращения и собственной аэродинамической частоты ракеты.

Недостатком данного способа является то, что он не применим для стабилизирующего устройства ракеты с жестко закрепленными лопастями оперения, имеющего существенные преимущества по сравнению со стабилизирующим устройством, содержащим соединительные эксцентриковые пальцы, поворачивая которые выставляют каждую лопасть под заданным рабочим углом наклона к продольной оси ракеты (патент России №2103651 от 27.01.1998 г.). К таким преимуществам можно отнести большую прочность, простоту конструкции, меньшие габариты.

Поэтому задачей предлагаемого изобретения является обеспечение заданного режима вращения ракеты из условия необходимости несовпадения частоты вращения и собственной аэродинамической частоты ракеты.

Решение указанной задачи достигается тем, что в способе установки лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты, включающем сборку оперения с жестко закрепленными лопастями на корпусе под заданным рабочим углом наклона лопасти, измерение и расчет фактического рабочего угла наклона каждой установленной лопасти, несоответствие фактического и заданного рабочих углов наклона лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты компенсируется за счет выполнения на поверхности каждой лопасти нивелировочной площадки с заданной шириной, определяющий линейный размер которой вычисляют по формуле

где δном - заданный рабочий угол наклона лопасти;

- момент крена всей лопасти без нивелировочной площадки;

- момент крена всей лопасти с нивелировочной площадкой максимально допустимого линейного размера L=B·ctg(δc);

B -толщина лопасти;

δс - угол наклона нивелировочной площадки, назначенный из условия безотрывного обтекания в диапазоне от 0 до 10°;

- фактический рабочий угол наклона лопасти, рассчитанный до выполнения нивелировочных площадок;

- сумма перепадов реперных точек, попарно лежащих в n-количестве i-сечений, параллельных продольной оси лопасти;

- частная производная коэффициента момента крена i-сечения по углу наклона;

- частная производная коэффициента момента крена всей лопасти по углу наклона;

δi - фактический угол наклона i-ечения, рассчитанный по замеренному перепаду реперных точек.

Предлагаемый способ заключается в следующем. Производится сборка оперения с жестко закрепленными лопастями на корпусе под заданным рабочим углом наклона лопасти, измерение и расчет фактического рабочего угла наклона каждой установленной лопасти. Несоответствие фактического и заданного рабочих углов наклона лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты компенсируется за счет выполнения на поверхности каждой лопасти нивелировочной площадки с заранее определенными размерами. Выполнение нивелировочных площадок в виде скосов осуществляют фрезерованием нивелировочной площадки на поверхности каждой лопасти оперения стабилизирующего устройства ракеты. Установленная под фактическим рабочим углом наклона лопасть оперения стабилизирующего устройства ракеты создает момент крена за счет разности давлений - повышенного на подветренной (нижней) стороне лопасти и пониженного на наветренной (верхней) стороне. Выполнение скоса на задней кромке лопасти приводит к понижению давления на той стороне, на которой он выполнен. Если эта сторона верхняя, то разность давлений уменьшается, и, как следствие, понижается момент крена. Если же сторона нижняя, то разность давлений увеличивается, и, как следствие, возрастает момент крена. Выполнение скоса на передней кромке лопасти приводит к повышению давления на той стороне, на которой он выполнен. Если эта сторона верхняя, то разность давлений увеличивается, и, как следствие, возрастает момент крена. Если же сторона нижняя, то разность давлений уменьшается, и, как следствие, понижается момент крена.

Поэтому, если фактический рабочий угол наклона лопасти, рассчитанный до выполнения нивелировочной площадки, меньше заданного рабочего угла наклона лопасти, нивелировочную площадку выполняют либо на передней кромке верхней стороны лопасти, либо на задней кромке нижней стороны, в противном случае - наоборот.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что обеспечивается заданный режим вращения ракеты из условия необходимости несовпадения частоты вращения и собственной аэродинамической частоты ракеты.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами. На фиг.1, 2 показан один из вариантов нивелировочной площадки на поверхности лопасти жестко закрепленного оперения стабилизирующего устройства ракеты, применяемый в предлагаемом способе, где: 1 - ракета; 2 - лопасть оперения (крыла), выполненная в виде пластины; 3 - нивелировочная площадка; 4 - лопасть оперения (стабилизатора), выполненная в виде пластины; 5 - стабилизирующее устройство.

Если потребовать, чтобы создаваемый момент крена каждой лопасти, установленной под фактическим углом наклона с учетом возможной неплоскостности самой лопасти, был эквивалентен моменту крена плоской лопасти, установленной под заданным рабочим углом наклона, в общем случае получится равенство

Откуда с учетом того, что и определяется линейный размер нивелировочной площадки для каждой лопасти, равный

Таким образом, после выполнения на поверхности каждой лопасти нивелировочной площадки в виде скосов достигается соответствие моментов крена лопасти, установленной под фактическим углом наклона с учетом возможной неплоскостности самой лопасти, и плоской лопасти, установленной под заданным рабочим углом наклона, что обеспечивает заданный режим вращения ракеты из условия необходимости несовпадения частоты вращения и собственной аэродинамической частоты ракеты.

Геометрия нивелировочной площадки, выполненной в виде скоса, определяется заданными шириной α, углом наклона δс и рассчитанным определяющим линейным размером l. Угол δс назначают из условия безотрывного обтекания в диапазоне от 0 до 10°, ширину скоса α - из конструктивных и технологических возможностей выполнения на поверхности каждой лопасти нивелировочной площадки в диапазоне от 0 до размаха лопасти.

1. Способ установки лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты, включающий сборку оперения с жестко закрепленными лопастями на корпусе под заданным рабочим углом наклона лопасти, измерение и расчет фактического рабочего угла наклона каждой установленной лопасти, отличающийся тем, что на поверхности каждой лопасти выполняют нивелировочную площадку с шириной, заданной из условия компенсации несоответствия фактического и заданного рабочих углов наклона лопасти.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяющий линейный размер нивелировочной площадки для каждой лопасти вычисляют по формуле
, где
δном - заданный рабочий угол наклона лопасти;
- момент крена всей лопасти без нивелировочной площадки;
- момент крена всей лопасти с нивелировочной площадкой максимально допустимого линейного размера L=B·ctg(δc);
В - толщина лопасти;
δc - угол наклона нивелировочной площадки, назначенный из условия безотрывного обтекания в диапазоне от 0 до 10°;
- фактический рабочий угол наклона лопасти, рассчитанный до выполнения нивелировочных площадок;
- сумма перепадов реперных точек, попарно лежащих в n-количестве i-сечений, параллельных продольной оси лопасти;
- частная производная коэффициента момента крена i-сечения по углу наклона;
- частная производная коэффициента момента крена всей лопасти по углу наклона;
δi - фактический угол наклона i-сечения, рассчитанный по замеренному перепаду реперных точек.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей (контейнера), и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) со складывающимися аэродинамическими поверхностями, в частности к устройствам их фиксации в сложенном положении.

Ракета // 2375670
Изобретение относится к космонавтике и служит для плавного приземления ракеты. .

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным рулям или стабилизаторам. .

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к летательным аппаратам с изменяемой площадью несущих поверхностей. .

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к области вооружения. .

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к летательным аппаратам, находящимся под воздействием сильных ветровых возмущений. .

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов, в частности касается аэродинамической компоновки беспилотных летательных аппаратов

Изобретение относится к средствам управления летательными аппаратами, в частности к рулевым поверхностям

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям управляемых ракет

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств раскладывания консолей крыльев летательных аппаратов

Изобретение относится к области ракетной техники и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение. В момент схода ракеты запоминают угловое положение оси пускового устройства относительно связанной с носителем системы координат, а также угловое положение носителя относительно земной системы координат, раскрытие рулей осуществляют с временной задержкой относительно открытия приемника излучения, в момент открытия приемника излучения совмещают ось информационного поля луча с запомненным в момент схода ракеты положением пускового устройства, а в момент времени раскрытия рулей начинают совмещение оси информационного поля лазерного луча с линией визирования цели. Технический результат заключается в повышении точности и уменьшении времени вывода ракеты на ось луча. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх