Устройство управления спускаемым летательным аппаратом



Устройство управления спускаемым летательным аппаратом
Устройство управления спускаемым летательным аппаратом
Устройство управления спускаемым летательным аппаратом

 


Владельцы патента RU 2502041:

Российская Федерация, от имени которой выступает - Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (RU)
Федеральное государственное унитарное предприятие "Российский Федеральный ядерный центр - Всероссийский научно-исследовательский институт экспериментальной физики" - ФГУП "РФЯЦ-ВНИИЭФ" (RU)

Изобретение относится к авиационной и космической технике и может быть использовано в спускаемых летательных аппаратах (ЛА). Устройство управления спускаемым ЛА содержит в хвостовой части ЛА две пары, попарно симметрично расположенных в горизонтальной и вертикальной плоскостях, аналогичных аэродинамических поворачиваемых элементов, приводы вращения аэродинамических элементов (АЭ). Плоскости симметрии АЭ смещены относительно продольной плоскости ЛА. АЭ выполнены в виде части цилиндра, полученного отсечением выступающих за боковую поверхность ЛА частей. Приводы вращения АЭ расположены в одной плоскости, перпендикулярной продольной плоскости ЛА. Изобретение позволяет повысить характеристики устройства управления, обеспечить пространственное управление маневром ЛА. 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной и космической техники, в частности к летательным аппаратам.

Известно «Устройство управления спускаемым летательным аппаратом», содержащее, по крайней мере, два симметрично расположенных аэродинамических элемента, закрепленных на торцевой поверхности летательного аппарата с возможностью выдвижения за контур летательного аппарата под прямым углом к его продольной оси, приводы аэродинамических элементов, задействуемые по команде от системы управления. Каждый аэродинамический элемент снабжен собственным пиротехническим приводом и закреплен на торцевой поверхности летательного аппарата разрывными крепежными элементами с возможностью сброса соответствующего аэродинамического элемента после его срабатывания (патент на полезную модель РФ №67248, МПК7 F42B 10/00, опубликован 10.10.2007, Бюл. №28).

Недостатками этого устройства управления спускаемым летательным аппаратом являются:

- невозможность управления летательным аппаратом по углу крена (невозможность создания управляющего момента относительно продольной оси летательного аппарата);

- возможность управления только стабилизированным по углу крена летательным аппаратом;

- невозможность управления величиной аэродинамических усилий и моментов, реализующихся при задействовании каждого аэродинамического элемента, а также их разовое использование и, как следствие, ограничение количества возможных маневров в пространстве.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является аэродинамическая система управления движущимся в воздухе снарядом, включающая две пары отклоняемых в полете дефлекторов, расположенных в хвостовой части снаряда, и привод для их вращения. Дефлекторы шарнирно закреплены на корпусе снаряда, каждая пара дефлекторов установлена симметрично относительно продольной оси снаряда, а ось вращения каждого дефлектора расположена под некоторым углом к ней. Каждый дефлектор шарнирно соединен с осью вращения в зоне своей передней кромки (патент США №5398887, МПК7 F42B 10/00, опубликован 21.03.95).

Недостатком данной системы управления является реализация повышенного шарнирного момента на оси вращения каждого из четырех дефлекторов (при его отклонении) из-за размещения оси в зоне передней кромки и, как следствие, увеличение массогабаритных затрат на их приводы.

Технической задачей, решаемой с помощью предлагаемого устройства, является обеспечение пространственного управляемого маневра летательного аппарата и улучшение характеристик устройства управления.

Технический результат:

- обеспечение пространственного управляемого маневра летательного аппарата;

- уменьшение энергозатрат на управление ЛА и снижение массогабаритных характеристик устройства управления и всего летательного аппарата;

- возможность управления статическим запасом устойчивости летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройстве управления спускаемым летательным аппаратом содержится две пары аналогичных аэродинамических поворачиваемых элементов, расположенных в хвостовой части летательного аппарата и выполненных с возможностью выдвижения за его боковую поверхность, привод для их вращения, задействуемый по командам системы управления. В отличие от прототипа в заявляемом устройстве аэродинамические элементы расположены попарно симметрично относительно горизонтальной и вертикальной плоскостей, проходящих через продольную ось ЛА, при этом их плоскости симметрии смещены относительно указанной оси. Каждый аэродинамический элемент выполнен в виде части цилиндра, установленного на размещенной внутри ЛА оси вращения, полученной отсечением от цилиндра частей, выступающих за боковую поверхность ЛА, и снабжен отдельным приводом, задействуемым по командам системы управления, при этом оси вращения аэродинамических элементов расположены в одной плоскости, перпендикулярной продольной оси ЛА.

Расположение аэродинамических элементов попарно симметрично относительно горизонтальной и вертикальной плоскостей, проходящих через продольную ось ЛА, со смещением их плоскостей симметрии относительно указанной оси и расположение осей вращения аэродинамических элементов в одной плоскости, перпендикулярной продольной оси ЛА, позволяет:

- создавать управляющие усилия и моменты в каналах крена, тангажа и рыскания, причем управление может осуществляться как одновременно по всем каналам, так и по каждому каналу отдельно, что обеспечивает возможность реализации любого типа маневра;

- оснастить все аэродинамические элементы одинаковыми приводами и обеспечить симметричность конструкции, что снижает трудоемкость проектирования и производства летательного аппарата;

- управлять статическим запасом устойчивости летательного аппарата за счет изменения положения центра давления для обеспечения устойчивого полета с минимизацией величин требуемых управляющих усилий и моментов, что приводит к уменьшению необходимой мощности привода и снижению массогабаритных характеристик устройства управления и всего летательного аппарата.

Выполнение каждого аэродинамического элемента в виде части цилиндра, установленного на размещенной внутри ЛА оси вращения, полученной отсечением от цилиндра частей, выступающих за боковую поверхность ЛА, позволяет при выдвижении путем поворота аэродинамического элемента за боковую поверхность ЛА создать управляющее аэродинамическое усилие с обеспечением минимизации шарнирного момента на оси за счет обнуления аэродинамической составляющей. Обнуление аэродинамической составляющей шарнирного момента обеспечивается тем, что равнодействующая аэродинамических сил, приложенных к цилиндрической поверхности, проходит через ось цилиндра, т.е. через ось аэродинамического элемента. Это позволяет уменьшить мощность привода и, как следствие, снизить массогабаритные характеристики привода и всего ЛА.

Снабжение каждого аэродинамического элемента отдельным приводом, задействуемым по командам системы управления, позволяет во время полета в каждый момент времени отклонять каждый аэродинамический элемент на заданный для него угол (выдвигать за боковую поверхность ЛА), что обеспечивает реализацию соответствующей системы аэродинамических сил и моментов для управления летательным аппаратом.

Изобретение поясняется чертежами:

- на фиг.1 представлен общий вид устройства управления спускаемым летательным аппаратом;

- на фиг.2 представлен вид сзади на устройство управления спускаемым летательным аппаратом;

- на фиг.3 представлен разрез по одному из аэродинамических элементов.

Устройство управления спускаемым летательным аппаратом содержит четыре цилиндрических аэродинамических элемента 1, 2, 3 и 4, размещенных в хвостовой части корпуса 5 ЛА на максимальном расстоянии от центра масс 6. Каждый аэродинамический элемент установлен на размещенной внутри ЛА соответствующей оси вращения 7, закрепленной на корпусе 5, с возможностью его выдвижения за боковую поверхность 8 ЛА путем его поворота и выполнен в виде части цилиндра, полученной отсечением от цилиндра частей, выступающих за боковую поверхность 8 ЛА. Поворот каждого аэродинамического элемента осуществляется отдельным приводом 9 по командам от системы управления 10. Для питания приводов 9 ЛА оснащен элементами питания 11. Аэродинамические элементы располагаются попарно симметрично относительно горизонтальной 12 и вертикальной 13 плоскостей ЛА. Плоскости симметрии 14, 15, 16 и 17 соответствующих аэродинамических элементов 1, 2, 3 и 4 (плоскости их размещения) расположены под углом 45° к горизонтальной плоскости 12 и смещены относительно продольной оси 18 ЛА на заданное расстояние «А», при этом плоскости 14 и 17 проходят ниже оси симметрии 18 ЛА, а плоскости 15 и 16 - выше.

Устройство управления спускаемым летательным аппаратом работает следующим образом. При необходимости выполнения маневра летательным аппаратом по команде от системы управления 10 с помощью приводов 9 происходит поворот (выдвижение за боковую поверхность 8 ЛА) аэродинамических элементов 1, 2, 3, 4 вокруг соответствующих осей 7. В зависимости от заданного маневра каждый из аэродинамических элементов либо поворачивается на заданный для него угол в диапазоне от нуля до максимального значения α, либо остается в исходном положении (не выступает за боковую поверхность 8 ЛА). После выдвижения (поворота) любого из аэродинамических элементов, на участке его цилиндрической поверхности, выступающей за боковую поверхность ЛА 8, в результате воздействия набегающего потока реализуется повышенное давление и возникает аэродинамическая сила, создающая управляющий момент относительно осей X, Y и Z связанной системы координат OXYZ 19. Таким образом, при задействовании аэродинамических элементов 1, 2, 3 и 4 реализуется система управляющих сил и моментов и осуществляется пространственный маневр ЛА.

Например при повороте (выдвижении) аэродинамических элементов 1 и 3 (или 2 и 4) на одинаковый угол возникает момент крена и происходит закрутка ЛА «по» (или «против») часовой стрелке. При повороте (выдвижении) аэродинамических элементов 1 и 4 (или 2 и 3) на одинаковый угол возникает кабрирующий (или пикирующий) момент и происходит увеличение (или уменьшение) угла атаки. При повороте (выдвижении) аэродинамических элементов 1 и 2 или 3 и 4 на одинаковый угол возникают моменты рыскания и осуществляется разворот ЛА в горизонтальной плоскости. При повороте (в сторону увеличения или уменьшения угла поворота) всех аэродинамических элементов на одинаковый угол происходит смещение положения центра давления ЛА и осуществляется управление запасом статической устойчивости.

Использование предлагаемого устройства управления спускаемым летательным аппаратом позволяет:

- осуществлять трехканальное управление летательным аппаратом (по крену, тангажу и рысканию) с реализацией пространственных маневров;

- управлять запасом статической устойчивости летательного аппарата, в том числе для минимизации величин требуемых управляющих усилий и моментов, что в конечном итоге приводит к уменьшению потребной мощности привода и снижению массогабаритных характеристик устройства управления и всего летательного аппарата.

- уменьшить энергозатраты на управление ЛА за счет обнуления аэродинамической составляющей шарнирного момента на оси каждого аэродинамического элемента и, как следствие, снизить массогабаритные характеристики бортовых элементов питания, устройства управления и всего летательного аппарата.

Устройство управления спускаемым летательным аппаратом (ЛА), содержащее две пары аналогичных аэродинамических поворачиваемых элементов, расположенных в хвостовой части ЛА и выполненных с возможностью выдвижения за его боковую поверхность, привод для их вращения, задействуемый по командам системы управления, отличающееся тем, что аэродинамические элементы расположены попарно симметрично относительно горизонтальной и вертикальной плоскостей, проходящих через продольную ось ЛА, при этом их плоскости симметрии смещены относительно указанной оси, каждый аэродинамический элемент выполнен в виде части цилиндра, установленного на размещенной внутри ЛА оси вращения, полученной отсечением от цилиндра частей, выступающих за боковую поверхность ЛА, и снабжен отдельным приводом, задействуемым по командам системы управления, а оси вращения аэродинамических элементов расположены в одной плоскости, перпендикулярной продольной оси ЛА.



 

Похожие патенты:

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.

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

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 касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. .

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

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

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

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

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к тактическим управляемым ракетам, используемым в условиях жестких габаритных ограничений. .

Ракета // 2412087
Изобретение относится к космонавтике и предназначено для полета в космосе. .

Ракета // 2407679
Изобретение относится к космической промышленности и служит для полета в космосе. .

Ракета // 2407664
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к средствам управления артиллерийскими снарядами, в частности к их стабилизаторам. .

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. .

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к аэродинамическим стабилизаторам, и может быть использовано при разработке реактивных снарядов систем залпового огня.

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано при разработке вращающихся ракет реактивных систем залпового огня. .

Изобретение относится к боеприпасам для гладкоствольного оружия. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных управляемых и неуправляемых ракетах, особенно гиперзвуковых. .

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Стабилизатор снаряда содержит корпус, закрепленные в корпусе на осях лопасти и механизм стопорения. Механизм стопорения включает корпус, переднюю крышку, инерционный груз со сквозным отверстием, в котором установлен центральный винт, закрепленный со стороны передней крышки гайкой, и возвратные пружины, размещенные в глухих отверстиях инерционного груза враспор между инерционным грузом и шляпкой центрального винта. На переднем торце шляпки центрального винта установлена кольцевая прокладка из легкодеформируемого материала с цилиндрическими пазами на боковой поверхности, в которых расположены возвратные пружины, упирающиеся в передний торец шляпки центрального винта. Гайка выполнена с наружным диаметром, величина которого исключает прогиб крышки от воздействия силы, передающейся на гайку при ударе инерционного груза в шляпку центрального винта, и высотой, при которой опорная площадь гайки рассчитана таким образом, чтобы сила, передающаяся через гайку на крышку при ударе, не превышала предела текучести материала крышки. Повышается надежность функционирования стабилизатора при воздействии интенсивных ствольных перегрузок. 3 ил.
Наверх