Складная рулевая поверхность летательного аппарата



Складная рулевая поверхность летательного аппарата
Складная рулевая поверхность летательного аппарата
Складная рулевая поверхность летательного аппарата
Складная рулевая поверхность летательного аппарата
Складная рулевая поверхность летательного аппарата
Складная рулевая поверхность летательного аппарата
Складная рулевая поверхность летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2446988:

Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" (RU)

Складная рулевая поверхность летательного аппарата содержит корневую часть и консоль. Корневая часть установлена на корпусе летательного аппарата с возможностью поворота. На корневой части установлена консоль с возможностью поворота относительно оси, перпендикулярной срединной поверхности корневой части. При сложенном положении консоли отношение части площади складной рулевой поверхности, расположенной перед осью поворота корневой части, к части площади складной рулевой поверхности летательного аппарата, расположенной за осью поворота корневой части, составляет от 1:1 до 3:1. Складная рулевая поверхность в разложенном положении соответствует условию осевой компенсации. Изобретение направлено на снижение моментной нагрузки в сложенном положении. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

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

Из уровня техники известна складная рулевая поверхность летательного аппарата (патент № RU 2356790 от 27.05.2009, МПК В64С 9/00), выполненная цельноповоротной и шарнирно закрепленная на корпусе летательного аппарата.

Недостатком аналога является повышенная моментная нагрузка на привод складной рулевой поверхности в сложенном положении и в момент пуска летательного аппарата.

Из уровня техники известна складная рулевая поверхность управляемого снаряда (патент № US 6202958 от 20.03.2001, МПК F42B 10/14), состоящая из корневой части, в которой с возможностью поворота установлена консоль.

Недостатком аналога является повышенная моментная нагрузка на привод корневой части в момент пуска снаряда.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является складная рулевая поверхность ракеты (патент US 6578792 от 17.06.2003, МПК F42B 15/01), содержащая корневой элемент, на котором с возможностью поворота установлена консоль.

Недостатком прототипа является повышенная моментная нагрузка на привод складной рулевой поверхности в сложенном положении и в момент пуска ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является создание складной рулевой поверхности с оптимальными габаритно-массовыми характеристиками путем снижения моментной нагрузки, действующей относительно оси вращения корневой части рулевой поверхности на привод рулевой поверхности (или на механизм фиксации рулевой поверхности) в сложенном положении и при пуске летательного аппарата.

Задача осуществляется за счет того, что складная рулевая поверхность летательного аппарата содержит корневую часть и консоль, выполненные в виде рулевых поверхностей, причем корневая часть установлена на корпусе летательного аппарата с возможностью поворота, а консоль установлена на корневой части с возможностью поворота относительно оси, перпендикулярной срединной поверхности корневой подвижной части, при этом при сложенном положении консоли отношение части площади складной рулевой поверхности летательного аппарата, расположенной перед осью поворота корневой части, к части площади складной рулевой поверхности летательного аппарата, расположенной за осью поворота корневой части, составляет от 1:1 до 3:1; а складная рулевая поверхность летательного аппарата в разложенном положении соответствует условию осевой компенсации.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что стреловидность передней кромки корневой части составляет от 20° до 80°.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что стреловидность передней кромки консоли в разложенном положении составляет от -20° до 80°.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что корневая часть и консоль выполнены с высоконесущим аэродинамическим профилем.

Предлагаемое изобретение позволяет оптимизировать габаритно-массовые характеристики за счет снижения моментной нагрузки на привод рулевой поверхности. Снижение моментной нагрузки позволяет снизить усилие стопорения в сложенном положении и уменьшить мощность привода.

На фиг.1 изображен вид сбоку на складную рулевую поверхность, при этом консоль находится в рабочем положении (стрелкой показано направление полета).

На фиг.2 изображен вид сверху на складную рулевую поверхность, при этом консоль находится в рабочем положении.

На фиг.3 изображен вид сбоку на складную рулевую поверхность, при этом консоль находится в сложенном положении (стрелкой показано направление полета).

На фиг.4 изображен вид сверху на складную рулевую поверхность, при этом консоль находится в сложенном положении (стрелкой показан вектор скорости набегающего потока ).

На фиг.5 изображено расположение площадей S1 и S2 для сложенной складной рулевой поверхности, вид сбоку.

На фиг.6 изображено положение средней аэродинамической хорды для разложенной складной рулевой поверхности, вид сбоку.

На фиг.7 изображена складная рулевая поверхность в изометрической проекции, при этом консоль находится в рабочем положении.

Рассмотрим вариант исполнения складной рулевой поверхности летательного аппарата (далее рулевой поверхности), при котором летательный аппарат выполнен в виде ракеты, размещаемой на авиационном носителе. В полете на подвеске под носителем и при пуске ракеты на рулевую поверхность действует набегающий поток, вызывающий повышенную моментную нагрузку на привод рулевой поверхности (или на устройство фиксации). Это может привести к таким последствиям, как снижение надежности оси вращения корневой части, а следовательно, и повышение потребной мощности привода, управляющего поворотом рулевой поверхности, что, в свою очередь, приводит к увеличению габаритов и массы конструкции. Повышенная моментная нагрузка на рулевую поверхность (в общем случае) при сложенном положении рулевой поверхности возникает в виде шарнирного момента, значение которого повышается за счет максимального расстояния между положением оси и центром давления рулевой поверхности (шарнирный момент - «Аэрогазодинамика органов управления полетом летательных аппаратов», В.Т.Калугин, Издательство МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2004, стр.17-18 и 237-240).

Рулевая поверхность состоит из корневой части 1 и консоли 2. Корневая часть 1 установлена на корпусе летательного аппарата с возможностью поворота относительно оси a1, перпендикулярной корпусу летательного аппарата. Корневая часть 1 выполнена в виде рулевой поверхности, стреловидность передней кромки корневой части χ1=20°÷70°. Величина размаха l1 корневой части 1 ограничена условиями хранения, транспортировки и эксплуатации летательного аппарата. Например, в случае выполнения летательного аппарата в виде ракеты величина размаха l1 корневой части 1 должна обеспечивать свободное размещение ракеты в транспортно-пусковом контейнере или под крылом самолета. В корневой части 1 выполнен паз 3, расположенный вдоль ее срединной поверхности.

В пазу 3 с возможностью поворота установлена консоль 2. Ось a2 поворота консоли 2 относительно корневой части 1 перпендикулярна срединной поверхности корневой части 1 (следует отметить, что изображенное на фиг.1-7 положение оси a2 перед осью a1 является только примером осуществления изобретения и ось a2 может быть расположена за осью a1, не влияя на сущность изобретения). В разложенном положении консоли 2 стреловидность ее передней кромки χ2=-20°÷80°. Величина l размаха рулевой поверхности выбирается исходя из задач, для решения которых будет использован летательный аппарат. Величина b2 хорды консоли 2, аналогично размаху l1 корневой части 1, ограничена условиями хранения, транспортировки и эксплуатации летательного аппарата. В сложенном положении консоль 2 расположена вдоль корпуса летательного аппарата по направлению движения летательного аппарата.

Следует отметить, что в случае отсутствия консоли 2 размаха l1 корневой части 1 недостаточно для эффективного управления.

Рулевая поверхность при разложенном положении консоли 2 имеет среднюю аэродинамическую хорду САХ длиной bСАХ. Расстояние h от переднего конца САХ до оси a1 составляет 0,25÷0,5 bСАХ и выбирается из соображений осевой компенсации (осевая компенсация - см. «Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов», ред. Г.С.Бюшгенса, Москва, Наука Физматлит, 1996, стр.338-339, положение оси - тот же источник, с.412-413). Диапазон δ возможных положений оси изображен на фиг.6. Точное положение оси a1 зависит от конкретных условий использования летательного аппарата, в частности от скоростей. Осевая компенсация позволяет снизить шарнирный момент, действующий на рулевую поверхность, за счет выбора рационального положения оси поворота рулевой поверхности. Таким образом, если корневая часть 1 отсутствует и консоль 2 установлена непосредственно на корпусе летательного аппарата с возможностью поворота относительно оси a1, то при сложенном положении консоли 2 шарнирный момент, воздействующий на консоль 2, будет иметь максимальное значение, даже если в разложенном положении консоль 2 будет соответствовать требованиям осевой компенсации. Складная рулевая поверхность летательного аппарата, образованная корневой частью 1 и консолью 2 в разложенном положении, соответствует требованиям осевой компенсации. Рулевая поверхность, образованная корневой частью 1 и консолью 2 в сложенном положении, по возможности соответствует требованиям осевой компенсации. Если рулевая поверхность, образованная корневой частью 1 и консолью 2 в сложенном положении, не соответствует требованиям осевой компенсации, то шарнирный момент, действующий на консоль 2, значительно меньше шарнирного момента, возникающего в случае консоли 2 в сложенном положении при отсутствии корневой части 1. Это достигается подбором параметров m (расстояние от оси a1 до задней кромки корневой части) и n (расстояние между осями a1 и a2) при соблюдении условия h=0,25÷0,5 b1CAX. Отношение S1:S2 части площади сложенной рулевой поверхности S1 (т.е. включая и корневую часть и консоль), расположенной перед осью a1, к части площади сложенной рулевой поверхности S2, расположенной за осью a1, составляет от 1:1 до 3:1 (см. фиг.7). Это условие позволяет приблизить сложенную рулевую поверхность к условию осевой компенсации, при этом соблюдая требования к размаху консоли 2, хорде консоли 2, размаху корневой части 1 и условие осевой компенсации разложенной рулевой поверхности. Нет необходимости точно соблюдать условие осевой компенсации для сложенной рулевой поверхности, к тому же это может привести к несоблюдению условий, указанных выше, что недопустимо, поэтому и выбрано такое отношение площадей S1:S2. Корневая часть 1 и консоль 2 выполнены с высоконесущим аэродинамическим профилем, что проиллюстрировано на фиг.2, 4 и 5.

Складная рулевая поверхность летательного аппарата снабжена устройством, обеспечивающим поворот корневой части 1, и устройством, обеспечивающим раскладывание консоли 2, а также может быть снабжена устройством, обеспечивающим фиксацию консоли в сложенном положении, и устройством, обеспечивающим фиксацию консоли в разложенном положении (на фигурах не показаны).

Складная рулевая поверхность летательного аппарата работает следующим образом.

Производят пуск летательного аппарата и освобождают консоль 2 от фиксации в сложенном положении. С помощью устройства, обеспечивающего раскладывание консоли, приводят консоль 2 в рабочее положение. Фиксируют консоль 2 в рабочем положении. С помощью привода осуществляют управление положением складной рулевой поверхности летательного аппарата.

Техническое решение позволяет оптимизировать габаритно-массовые характеристики складной рулевой поверхности путем снижения моментной нагрузки, действующей на элементы складной рулевой поверхности в сложенном положении, за счет конструктивного исполнения складной рулевой поверхности. Складная рулевая поверхность летательного аппарата предназначена для применения в области летательных аппаратов, например управляемых ракет, в случае ограничения места для размещения рулевых поверхностей.

1. Складная рулевая поверхность летательного аппарата, содержащая корневую часть, установленную на корпусе летательного аппарата с возможностью поворота, и консоль, выполненную в виде рулевой поверхности и установленную на корневой части с возможностью поворота относительно оси, перпендикулярной срединной поверхности корневой части, отличающаяся тем, что корневая часть выполнена в виде рулевой поверхности, при сложенном положении консоли отношение части площади складной рулевой поверхности летательного аппарата, расположенной перед осью поворота корневой части, к части площади складной рулевой поверхности летательного аппарата, расположенной за осью поворота корневой части, составляет от 1:1 до 3:1; при этом складная рулевая поверхность летательного аппарата в разложенном положении соответствует условию осевой компенсации.

2. Складная рулевая поверхность летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что стреловидность передней кромки корневой части составляет от 20° до 80°.

3. Складная рулевая поверхность летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что стреловидность передней кромки консоли в разложенном положении составляет от -20° до 80°.

4. Складная рулевая поверхность летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что корневая часть и консоль выполнены с высоконесущим аэродинамическим профилем.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к области ракетной техники. .

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 конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей беспилотных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в конструкциях самолетов короткого взлета и посадки . .

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

Изобретение относится к авиации и касается маневренных самолетов и систем их управления. Маневренный самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, передние стреловидные наплывы, органы управления, шасси. Передние наплывы расположены в зоне сочленения головной и средней частей фюзеляжа и снабжены управляемыми поворотными поверхностями. Оси поворота управляемых поверхностей наплывов расположены перпендикулярно или под углом к продольной плоскости самолета. Достигается повышение безопасности полетов и боевой эффективности самолета путем увеличения запасов пикирующего момента и соответственно расширения диапазона допустимых центровок и увеличения средств боевого оснащения самолета, реализация наилучшего соотношения подъемной силы и сопротивления. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается устройств управления элевонов складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, соединенного с элевоном, шарнирно установленным на задней кромке крыла, рычага, закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Вал, расположенный в корпусе ракеты, жестко соединен с рычагом, шарнирно соединенным со штоком рулевой машинки. Один конец вала со сферической опорой, установленной в корпусе ракеты, составляет подвижное шлицевое соединение. На другом конце вала шарнирно закреплена обойма, шарнирно соединенная с поводком, жестко закрепленным на элевоне складываемого крыла. Ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла. На поводке выполнен зуб. На обойме выполнен паз, в котором размещен зуб поводка. Достигается обеспечение управления элевоном, расположенным на складываемом крыле, независимо от температурных деформаций составных частей ракеты и от технологических погрешностей при изготовлении и сборке. 4 ил.

Изобретение относится к оборудованию для борьбы с обледенением аэродинамической поверхности летательного аппарата. Комбинированная противообледенительная система состоит из теплового устройства, расположенного под обшивкой передней кромки крыла, и отклоняемого щитка. Щиток установлен на расстоянии 1-2 величин максимальной толщины профиля от передней кромки. Угол поворота щитка до 20°. Поверхность щитка и поверхность крыла перед щитком покрыты супергидрофобным покрытием, которое не допускает образования барьерного льда. Изобретение направлено на обеспечение безопасности полета путем защиты аэродинамических поверхностей от обледенения. 1 ил.

Изобретение относится к области транспортных средств. Аппарат на воздушной подушке включает два связанных и расположенных одно за другим крыла, фюзеляж, двигатель, диски и винтовой движитель. Фюзеляж соединен с балкой, на которой размещены второе крыло и двухопорное колесное шасси. Первое крыло соединено балкой и снабжено двухопорным колесным шасси. Каждое колесо снабжено диском, электродвигателем с винтовым движителем. Двигатель снабжен электрогенератором. Крылья и балки выполнены телескопически выдвижными для управления в полете. Крылья и/или балки изменяют положение, что обеспечивает управляемость аппарата. Изобретение направлено на упрощение управления в полете. 12 ил.
Наверх