Аэродинамическая система управления гиперзвукового летательного аппарата

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Аэродинамическая система управления гиперзвукового летательного аппарата содержит установленные на корпусе летательного аппарата дифференциально отклоняемые аэродинамические щитки, расположенные диаметрально во взаимно перпендикулярных плоскостях, а также рулевые приводы, шарнирно соединенные штоками с аэродинамическими щитками, имеющими теплозащитное покрытие. Все аэродинамические щитки размещены в кормовой части летательного аппарата и шарнирно закреплены на срезе его корпуса. Щитки в сложенном состоянии расположены на днище корпуса. Штоки рулевых приводов щитков выполнены раздвижными и снабжены устройством их однократного приведения в рабочее положение. Теплозащитное покрытие аэродинамических щитков выполнено из углерод-углеродного композиционного материала с каркасом и связующим, армированными углеродными нанотрубками. Изобретение направлено на увеличение управляющего аэродинамического момента в каналах тангажа и рыскания. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкциях транспортных кораблей, возвращаемых летательных аппаратов (ЛА) различного типа составной цилиндро-конической, биконической или конической формы, совершающих вход и полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями.

Актуальность решаемой проблемы основана на потребности ракетной техники в создании возвращаемых летательных аппаратов с непрерывным высокоточным управлением по трем каналам в атмосфере на гиперзвуковых скоростях в условиях воздействия высоких скоростных и тепловых потоков.

Известен проект маневрирующего летательного аппарата AMaRV (Advanced Maneuverable Reentry Vehicle), в котором применено устройство управления с помощью двух рядом расположенных (разрезных) аэродинамических щитков, отклоняемых по дифференциальной схеме и тем самым обеспечивающих управление летательным аппаратом по каналам тангажа и крена (см. Curley R.С, Penton А.P. «Manufacturing methods for reentry vehicle advanced composite substructures)). McDonnell Douglas astronautics Comp. 24-th national sample symposium and exhibition, vol. 24, book 1 of 2 books. - Hyatt Regency Hotel San Francisco, Calif., May 8-10, 1979; см. также Early Maneuvering Reentry Vehicle studies [Электронный ресурс]: http://www.secretprojects.со.uk/forum/index.php?topic=8981.msg80684.html?phpsessid=tpmhkdguu0gbkivfk4n7. McDonnell-Douglas Advanced Maneuverable Reentry Vehicle (AMaRV). «Reply #1 on: January 13, 2010». Электронные данные. - Режим доступа: http://www.secretprojects.со.uk/forum/index.php?topic=8981.0. Пара аэродинамических щитков установлена на боковой поверхности корпуса на плоскости, параллельной продольной плоскости корпуса. Проведенные исследования фирмой McDonnell Douglas показали, что такие щитки обеспечивают управление аппаратом относительно центра масс с безотрывным обтеканием корпуса в зоне размещения щитков и возможность совершения пространственного маневрирования аппарата с достаточно высокими перегрузками. Существенный недостаток такого устройства заключается в том, что при полете летательного аппарата в атмосфере канал рыскания остается неуправляемым, и возмущения, приводящие к возникновению пространственного балансировочного угла атаки в плоскости рыскания, могут быть компенсированы лишь частично управлением угла крена. Кроме того, аэродинамические щитки, представляющие собой фактически спойлеры Содерберга (патент US №3125313, 17.03.1964) с устройствами шарнирного крепления к корпусу и шарнирного соединения с рулевыми приводами, размещены в пазах на боковой поверхности корпуса с возможностью отклонений относительно боковой поверхности. При таком размещении исполнительных органов характерно затекание высокотемпературного потока в паз, в объем крепления к корпусу и размещения рулевого привода, а также обтекание щитков высокотемпературным потоком в ударном слое. Последнее вызывает повышенный унос теплозащиты щитков за счет абляции и эрозии материала. Кроме того, при таком размещении аэродинамических щитков управляющий момент существенно снижен за счет малого размера плеча от центра масс аппарата до точки приложения управляющей силы, что приводит к необходимости существенного увеличения управляющего усилия, и небольшого угла отклонения щитка и, как следствие, к возможному выходу плоскости щитка за пределы ударного слоя.

Частично один из этих недостатков устранен в проекте летательного аппарата CAV (Common Aero Vehicle), в котором предусмотрена модернизация маневрирующего летательного аппарата по проекту AMaRV в части установки двух диаметрально расположенных аэродинамических щитков в плоскости, перпендикулярной плоскости установки пары аэродинамических щитков, т.е. в плоскости рыскания (см. McDonnell-Douglas Advanced Maneuverable Reentry Vehicle (AMaRV). Электронные

данные - 26 марта 2010 г. - Режим доступа: http://www.secretprojects.со.uk/forum/index.php?topic=8981.0; Regan, Frank J. and Anadakrishnan, Satya M., «Dynamics of Atmospheric Re-Entry», AIAA Education Series, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., New York, ISBN 1-56347-048-9, 1993). Тем самым обеспечивается управление и стабилизация канала рыскания, и, в конечном счете, формируется трехканальное непрерывное управление летательным аппаратом в атмосфере. Устройство является наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому результату к заявляемому устройству управления летательным аппаратом в атмосфере и принято в качестве прототипа.

Недостаток устройства управления в этом проекте остается прежним и заключается в том, что в полете крепления щитков к корпусу и рулевому приводу обтекаются высокотемпературным потоком с затеканием в полости (в пазы, в которых размещены щитки), сами аэродинамические щитки при достаточно большом угле отклонения (δщ>20°) могут взаимодействовать (пересекаться) с ударной волной и, кроме того, установка щитков на боковой поверхности в кормовой части приводит к ухудшению его компоновки на ракете-носителе.

Целью изобретения является разработка устройства управления, лишенного указанных недостатков и обеспечивающего повышенную эффективность и надежность управления летательным аппаратом с одновременным улучшением качества обтекания корпуса гиперзвуковым потоком.

Указанная цель достигается тем, что механизация боковой поверхности аппарата в виде аэродинамических поверхностей (щитков) вынесена с боковой поверхности корпуса и заключается в том, что отклоняемые плоские аэродинамические щитки, расположены в донной части и шарнирно установлены на срезе корпуса в кормовой его части и в исходном состоянии расположены на днище корпуса. Щитки шарнирно соединены с рулевыми

приводами раздвижными штоками, снабженными устройством их однократного приведения из сложенного в рабочее положение.

Тем самым существенно увеличивается управляющий аэродинамический момент в каналах тангажа и рыскания за счет плеча приложения управляющей силы. Кроме того, аэродинамические поверхности (щитки) в рабочем положении находятся в донной области, а рулевые приводы со штоками размещаются в агрегатном отсеке в районе днища, выдвижение и отклонение аэродинамических щитков со штоками производится в области донного течения, где скоростные напоры и тепловые потоки существенно меньше, чем на боковой поверхности. Толщина ударного слоя за кормовым срезом существенно больше, и максимальный угол отклонения щитков с сохранением безотрывного обтекания может быть также увеличен до 25…30°. Согласно проведенным расчетам (см. Ю.М. Липницкий, А.В. Красильников, А.Н. Покровский и др. Нестационарная аэродинамика баллистического полета. М., «Физматлит», 2003, с. 105-143), при размещении аэродинамического щитка в донной части и закреплении его на срезе корпуса в кормовой части ЛА увеличение управляющего аэродинамического момента составляет ~48% и более в зависимости от продольного размера щитка. Для совершенствования условий обтекания пары аэродинамических щитков кормовая часть выполнена также как и в прототипе с плоским срезом, параллельным продольной оси корпуса. Аэродинамические щитки выполнены в форме, соответствующей в развернутом начальном состоянии продолжению поверхности корпуса перед щитком, тем самым формируется аэродинамический поток перед щитками безотрывного характера.

В исходном нерабочем состоянии аэродинамические щитки расположены на днище ЛА, тем самым их наличие не существенно влияет на габаритные размеры ЛА и не оказывает существенного влияния на его компоновку ЛА на ступени ракеты-носителя. Для приведения щитков в

рабочее положение штоки рулевых приводов выполнены раздвижными и снабжены устройством их раздвижения с фиксацией конечного положения.

Для минимизации уноса теплозащитного материала с поверхности щитков и его влияния на аэродинамические характеристики наружный слой теплозащитного покрытия щитков выполнен из углерод-углеродного композиционного материала с каркасом и связующим, содержащими армирующие волокна на основе углеродных нанотрубок. В настоящее время каркас теплозащитного покрытия может быть изготовлен из армирующих волокон на основе одностенных углеродных нанотрубок, а фенольное связующее для их пропитки может быть армировано многостенными углеродными нанотрубками, что также повышает термоэрозионную стойкость теплозащиты. Согласно экспериментальным исследованиям (см. J.S. Tate, S. Gaikwad, N. Theodoropoulou, Е. Trevino, and J.H. Koo. Carbon Phenolic Nanocomposites as Advanced Thermal Protection Material in Aerospace Applications. Texas State University-San Marcos, San Marcos, TX 78666-4616, USA. Journal of Composites, volume 2013 (2013), article ID 403656, 9 pages. May 2013, (http://dx.doi.org/10.1155/2013/403656)), включение в фенольную смолу многостенных нанотрубок с массовой долей 2% приводит к снижению уноса массы с 26% до 23% и уменьшению линейной усадки материала в 2,13 раза по сравнению с контрольным образцом (без включения многостенных нанотрубок), для которого линейная усадка составляет 0,83 мм.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1…3. На фиг. 1 представлена конструктивно-компоновочная схема аэродинамической системы управления ЛА в атмосфере с помощью аэродинамических щитков в рабочем положении. Корпус 1 ЛА выполнен с плоским срезом 2, параллельным продольной оси корпуса. На корпусе на шарнирах 3 крепятся два разрезных щитка 4 управления по тангажу и крену. Рулевые приводы 5 соединены шарнирно с помощью шарниров 6 со щитками посредством раздвижных штоков 7. Два аэродинамических щитка 8 управления по каналу рыскания посредством шарниров 9 крепятся на раздвижных штоках 10 к рулевым приводам 11.

Наружный слой 12 теплозащитного покрытиям аэродинамических щитков выполнен из углерод-углеродного композитного материала армированного углеродными нанотрубками.

На фиг. 2 представлена конструктивно-компоновочная схема устройства со сложенными щитками - вид А, где корпус ЛА - 1, плоскость среза - 2, два разрезных щитка управления по каналам тангажа и рыскания - 4 и два щитка управления по каналу рыскания - 8; все щитки в сложенном состоянии на днище корпуса.

На фиг. 3 представлена зависимость коэффициента управляющего момента , создаваемого щитком, от величины угла его отклонения θщ, при различных положениях установки щитка на корпусе ЛА вдоль его продольной оси, (где - расстояние от носка до точки крепления щитка на боковой поверхности, отнесенное к длине ЛА. Значение соответствует креплению щитка на срезе кормовой части корпуса, - на боковой поверхности корпуса и соответствует варианту установки щитка, близкой к прототипу. Угол отклонения щитка θщ отсчитывается от продольной оси корпуса. Расчеты проведены применительно к ЛА конической формы при значениях углов отклонения щитков, создающих безотрывное обтекание в зоне расположения щитков, т.е. в диапазоне углов отклонения θщ=20…30° при площади щитка, отнесенной к площади миделя ЛА, Sщ/Sм≅0,1, числах M∞=6 и Re∞=3⋅107. Из представленных зависимостей следует, что значение коэффициента управляющего момента , как параметра, определяющего эффективность управления ЛА, повышается на ~48% и более, в основном за счет смещения крепления щитка на срез его корпуса с возможностью увеличения угла отклонения щитка θщ до 30° при сохранении безотрывного обтекания корпуса в зоне расположения щитков.

Устройство работает следующим образом. В полете в атмосфере при достижении плотных слоев подается команда на раскрытие, т.е. приведение в рабочее положение аэродинамических щитков. Это происходит путем срабатывания устройства раздвижения штоков 7 и 10. Далее подается команда на активацию рулевых приводов 5 и 11, и ЛА совершает программный управляемый полет до точки посадки. Наружный теплозащитный слой 12 обеспечивает в полете повышенную абляционную и эрозионную стойкость щитков.

Технический результат использования изобретения состоит в следующем. Крепление аэродинамических щитков с помощью шарниров к корпусу ЛА на его срезе обеспечивает повышенный на 48% и более управляющий аэродинамический момент за счет увеличенного плеча до точки приложения управляющей силы. Кроме того щитки при нулевых углах отклонения являются продолжением поверхности корпуса, что создает возможность увеличения угла их отклонения в ~1,3 раза по сравнению с прототипом (без пересечения головной ударной волны или образования λ - скачка уплотнения). Расположение аэродинамических щитков на днище корпуса в сложенном положении, что возможно за счет применения раздвижных штоков, минимизирует их влияние на аэродинамические характеристики аппарата до момента начала управляемого полета и существенно улучшает компоновку ЛА на ступени ракеты-носителя.

Применение теплозащитного покрытия аэродинамических щитков из углерод-углеродного композитного материала, армированного углеродными нанотрубками минимизирует унос материала и его влияние на аэродинамические характеристики щитков и аппарата в целом, а также улучшает возможность его применения (совместимость) в конструкции щитков с другими материалами за счет коэффициента термического линейного расширения.

Таким образом, по сравнению с прототипом в предлагаемом устройстве повышена эффективность управления на 48% и более и качественно

улучшена картина обтекания корпуса за счет обеспечения безотрывного обтекания корпуса и аэродинамических щитков с увеличенными в 1,3 раза углами их отклонения, а также повышается надежность управления и точность исполнительных органов за счет выполнения теплозащитного покрытия щитков из армированного нанотрубками углерод-углеродного композитного материала с высокой эрозионной стойкостью.

Аэродинамическая система управления гиперзвукового летательного аппарата, содержащая установленные на корпусе летательного аппарата дифференциально отклоняемые аэродинамические щитки, расположенные диаметрально во взаимно перпендикулярных плоскостях, а также рулевые приводы, шарнирно соединенные штоками с аэродинамическими щитками, имеющими теплозащитное покрытие, отличающаяся тем, что все аэродинамические щитки размещены в кормовой части летательного аппарата и шарнирно закреплены на срезе его корпуса, при этом щитки в сложенном состоянии расположены на днище корпуса, штоки рулевых приводов щитков выполнены раздвижными и снабжены устройством их однократного приведения в рабочее положение, а теплозащитное покрытие аэродинамических щитков выполнено из углерод-углеродного композиционного материала с каркасом и связующим, армированными углеродными нанотрубками.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам разъединения тяг, относящихся к разным, разделяемым между собой ступенями.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам стабилизации ракеты. Содержит пару кинематически связанных между собой при помощи установленных на корпусе ракеты тяг и механизм управления аэродинамического и газового рулей.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в устройствах управления аэродинамическими поверхностями летательного аппарата или других высоконагруженных агрегатах в машиностроении.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в устройствах стабилизации. Устройство стабилизации ракеты содержит органы управления в виде четырех пар кинематически связанных между собой и натянутой тандерами парой ленточных тяг с роликами аэродинамических и газовых рулей с валами с пазом под втулку, кольцевой проточкой с тросом, пропущенным через ролики, качалку, шарнирно соединенную с парой ленточных тяг.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Складная рулевая поверхность авиационного средства поражения с пружинным механизмом раскладывания содержит основание, выполненное из двух симметричных половин, скрепленных крепежными элементами, складную консоль и пружину растяжения, установленные в основании.

Изобретение относится к устройствам управления аэродинамическими поверхностями сверхзвуковой ракеты. Блок рулевого привода состоит из вала, установленного в корпус с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко закрепленной на валу, рулевого агрегата, колец, жестко скрепляемых между собой и устанавливаемых в корпус ракеты, роликов и сепараторов.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.

Изобретение относится к конструктивным и аэродинамическим элементам летательных аппаратов (ЛА), в частности к элементам выполнения аэродинамических поверхностей ЛА для осуществления стабилизации малогабаритных ЛА в плоскости траектории и управления малогабаритными ЛА при полете по баллистической траектории.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам стабилизации авиационных крылатых ракет на начальном этапе автономного полета. .

Летательный аппарат по каждому из вариантов содержит фюзеляж, сверхзвуковые крылья, топливные баки, двигатель и шасси. Первый вариант снабжен дозвуковыми отстреливающимися крыльями в комбинации со сверхзвуковыми крыльями.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к противофлатерным устройствам, устанавливаемым на гондолах двигателей современных летательных аппаратов.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Аэродинамическая система управления гиперзвукового летательного аппарата содержит установленные на корпусе летательного аппарата дифференциально отклоняемые аэродинамические щитки, расположенные диаметрально во взаимно перпендикулярных плоскостях, а также рулевые приводы, шарнирно соединенные штоками с аэродинамическими щитками, имеющими теплозащитное покрытие. Все аэродинамические щитки размещены в кормовой части летательного аппарата и шарнирно закреплены на срезе его корпуса. Щитки в сложенном состоянии расположены на днище корпуса. Штоки рулевых приводов щитков выполнены раздвижными и снабжены устройством их однократного приведения в рабочее положение. Теплозащитное покрытие аэродинамических щитков выполнено из углерод-углеродного композиционного материала с каркасом и связующим, армированными углеродными нанотрубками. Изобретение направлено на увеличение управляющего аэродинамического момента в каналах тангажа и рыскания. 2 ил.

Наверх