Аэродинамическая компоновка управляемой планирующей авиабомбы

Изобретение относится к аэродинамической компоновке управляемой планирующей авиабомбы (УПАБ), в частности, к конструкции цельноповоротного оперения в виде бипланных рулей. УПАБ содержит корпус, состоящий из последовательно соединенных носовой, центральной и кормовой частей. Носовая часть корпуса в основании имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а и переходит в сферу в вершине носовой части. Центральная часть выполнена квадратной в поперечном сечении со стороной квадрата длиной а. Кормовая часть имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а у большего основания, плавно переходящего в меньшее основание круглого сечения. Сторона квадрата длиной а расположена под углом 45° относительно вертикальной плоскости симметрии. На центральной части корпуса установлены элементы для подвески под носителем и крыло, выполненное по бипланной аэродинамической схеме. На кормовой части авиабомбы в схеме "X" установлено цельноповоротное оперение, выполненное в виде бипланных рулей с криволинейными несущими поверхностями с площадью двух консолей, равной 0,37а², с удлинениями консолей, равными 4,8, с хордой руля 0,278а, с относительным расстоянием между плоскостями хорд несущих поверхностей руля, с относительной вогнутостью профиля руля, с относительной толщиной профиля руля, рассчитываемыми по приведенным математическим выражениям. Передние и задние кромки профиля руля выполнены таким образом, чтобы нормали к ним проходили через ось симметрии руля, с относительным положением оси вращения руля от передней кромки, рассчитываемым по приведенному математическому выражению. Достигается технический результат – уменьшение аэродинамического шарнирного момента на рулях позволяет применять менее мощный, менее габаритный, менее тяжелый и менее дорогой рулевой привод. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Заявленное изобретение относится к конструкции авиационных средств поражения, более точно, к аэродинамической компоновке управляемой планирующей авиабомбы (УПАБ), в частности, к конструкции цельноповоротного оперения в виде бипланных рулей с криволинейными несущими поверхностями. Заявленное изобретение может использоваться для обеспечения управления полетом УПАБ.

Из уровня техники известно применение бипланных рулей в аэродинамических компоновках УПАБ (см., например, RU 2044255 С1, 20.09.1995; RU 2147725 С1, 20.04.2000; RU 2204796 C1, 20.05.2003; RU 2293944 С2, 20.02.2007; RU 2317515 С1, 20.02.2008 и др.).

Однако, упомянутые источники информации не раскрывают всех геометрических параметров бипланных рулей, что не позволяет оценить их эффективность (т.е. создаваемый управляющий момент с учетом габаритов органов управления).

Кроме того, из уровня техники известно применение бипланных рулей для управляемых снарядов или ракет, описанное в патенте RU 2184342 С2, 27.06.2002, раскрывающем геометрические параметры аэродинамических рулей в объеме, также не позволяющем судить об их эффективности.

Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является авиабомба типа GBU-39 описанная, в частности, в Boeing GBU-39/B Small Diameter Bomb I (см. http://www.ausairpower.net/APA-SDB.html). Авиабомбы типа GBU-39 выполнены по нормальной аэродинамической схеме с использованием несущих и управляющих поверхностей большого удлинения, в кормовой части которых в схеме "X" располагается цельноповоротное оперение в виде монопланных рулей с ромбовидным профилем и удлинением консолей λ_Кр=4,8 (см. https://free3d.com/3d-model/gbu-39-1454.html).

Эффективность органов управления авиабомб типа GBU-39 подтверждается их боевым применением, однако, недостатком аэродинамических компоновок авиабомб типа GBU-39 является, значительный по величине аэродинамический шарнирный момент М_ш, обусловленный применением монопланных рулей и связанный с большой разбежкой центра давления по углам атаки α, углам отклонения рулей δ и числам маха М (Δх_ц.д.=ƒ(α, δ, М)), которая может достигать до 30% хорды руля. Упомянутый возникающий аэродинамический шарнирный момент М_ш приводит к необходимости установки на авиабомбу мощного, габаритного, тяжелого и дорогого рулевого привода, таким образом, увеличиваются местные размеры и масса авиабомбы, как следствие, уменьшается дальность ее полета.

Целью заявленного изобретения является создание аэродинамической компоновки УПАБ органы управления которой равны по эффективности с монопланными рулями, при этом обладающие меньшими значениями аэродинамического шарнирного момента (М_ш ≈ 0,2 кг⋅м).

Технический результат заявленного изобретения заключается в создании управляемой планирующей авиабомбы с аэродинамической компоновкой, в которой используются органы управления (бипланные рули) равные по эффективности (т.е. по созданию равного управляющего момента с учетом габаритов) с монопланными рулями, при этом обладающие меньшими значениями аэродинамического шарнирного момента, что позволяет устанавливать на авиабомбу менее мощный, менее габаритный, менее тяжелый и менее дорогой рулевой привод, тем самым, уменьшая местные размеры и массу авиабомбы, как следствие, увеличивая дальность ее полета.

Кроме того, применение крыла, выполненного по бипланной аэродинамической схеме и обладающего заявленным конструктивным выполнением, также позволяет увеличить дальность полета УПАБ (см. RU 2769180 C1, 29.03.2022).

Упомянутый технический результат достигается за счет управляемой планирующей авиационной бомбы, которая содержит корпус, который состоит из последовательно соединенных носовой, центральной и кормовой частей, носовая часть корпуса в основании имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а и переходит в сферу в вершине носовой части, центральная часть выполнена квадратной в поперечном сечении со стороной квадрата длиной а, кормовая часть имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а у большего основания, плавно переходящего в меньшее основание круглого сечения, при этом сторона квадрата длиной а расположена под углом ϕ=45° относительно вертикальной плоскости симметрии, на центральной части корпуса установлены элементы для подвески под носителем и крыло, выполненное по бипланной аэродинамической схеме, на кормовой части авиабомбы в схеме "X" установлено цельноповоротное оперение, выполненное в виде бипланных рулей с криволинейными несущими поверхностями с площадью двух консолей равной S_Kp=0,37 а², с удлинениями консолей λ_Kp=4,8, с хордой руля b_p=0,278 а, с относительным расстоянием между плоскостями хорд несущих поверхностей руля

где h_p - расстояние между плоскостями хорд несущих поверхностей руля, с относительной вогнутостью профиля руля

где ƒ_p - вогнутость профиля руля,

с относительной толщиной профиля руля

где с_р - толщиной профиля руля,

с передними и задними кромками профиля руля, выполненными таким образом, чтобы нормали к ним проходили через ось симметрии руля, с относительным положением оси вращения руля от передней кромки равным

где х_о.вр - положение оси вращения руля от передней кромки.

В частных формах реализации управляемой планирующей авиационной бомбы технический результат также достигается за счет нижеследующего.

Длина корпуса равна L_Ф=14,4a, а размахи крыла равны l=11,1 а и l=2,25 а соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с углами стреловидности по передней кромке χ₀≈30° и χ₀≈84,5° соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с хордой консоли крыла равной b_к=0,67а, с криволинейным двояковыпуклым профилем, относительная толщина которого составляет

где с_к - толщина профиля крыла,

и относительная вогнутость профиля

где ƒ_к - вогнутость профиля крыла,

при этом консоли крыла в раскрытом и сложенном положениях соединены между собой концевыми стойками в виде плоских пластин, высотой равной h_ст=а и хордой равной b_cт=0.5 b_к, с относительной толщиной равной

где с_ст - толщина профиля стойки,

расположенными в раскрытом положении крыла параллельно хорде консолей крыла - вдоль потока, а в сложенном положении - под углом α_ст≈57°.

Необходимо отметить, что использование в аэродинамической компоновке УПАБ в качестве органов управления бипланных рулей с упомянутым конструктивным выполнением, в частности, криволинейными несущими поверхностями охарактеризованной геометрии, позволяет получить эффективность равную монопланным рулям и значительно (примерно в 5 раз) меньшие значения аэродинамического шарнирного момента М_ш, что дает возможность установки на УПАБ менее мощного, менее габаритного, менее тяжелого и более дешевого рулевого привода.

Настоящее изобретение поясняется следующими графическими материалами.

Фиг. 1а и 1б. Общей вид модели УПАБ, аэродинамическая компоновка которой выполнена с: бипланными рулями (а), монопланными рулями (б).

Фиг. 2а и 2б. Вид на оперение модели УПАБ, аэродинамическая компоновка которой выполнена с: бипланными рулями (а), монопланными рулями (б).

Фиг. 3а и 3б. Геометрические размеры рулей: бипланных (а), монопланных (б).

Фиг. 4. Зависимость коэффициентов продольной силы С_хп от пространственного угла атаки α_п.

Фиг. 5. Зависимость коэффициентов нормальной силы С_уп от пространственного угла атаки α_п.

Фиг. 6. Зависимость коэффициентов момента тангажа m_zn от пространственного угла атаки α_п.

Фиг. 7. Зависимость приращений коэффициентов момента тангажа Δm_zп от пространственного угла атаки α_п при отклонении рулей высоты на угол |δ_В|=10°.

Фиг. 8. Зависимость коэффициентов аэродинамического качества К от пространственного угла атаки α_п.

На фигурах 1а - 1б показаны фотографии моделей УПАБ, корпус которых состоит из последовательно соединенных носовой, центральной и кормовой частей, носовая часть корпуса в основании имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а и переходит в сферу в вершине носовой части, центральная часть выполнена квадратной в поперечном сечении со стороной квадрата длиной а, кормовая часть имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а у большего основания, плавно переходящего в меньшее основание круглого сечения, при этом сторона квадрата длиной а расположена под углом ϕ=45° относительно вертикальной плоскости симметрии, на центральной части корпуса установлены элементы для подвески под носителем и крыло, выполненное по бипланной аэродинамической схеме, состоящее из четырех консолей с углами стреловидности по передней кромке χ₀≈30° и χ₀≈84,5° соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, консоли крыла в раскрытом и сложенном положениях соединены между собой концевыми стойками в виде плоских пластин, расположенными в раскрытом положении крыла параллельно хорде консолей крыла - вдоль потока, а в сложенном положении - под углом α_ст≈57°.

Испытания моделей УПАБ и GBU-39 проводились в аэродинамической трубе Т-1 МАИ при скорости набегающего потока, соответствующей числу Маха М=0,14.

Как показано на фигурах 2а и 2б, модели отличались друг от друга только типом цельноповоротного оперения, установленного в кормовой части модели в виде бипланных и монопланных рулей, геометрические размеры которых приведены на фигурах 3а и 3б, соответственно.

Геометрические размеры бипланного руля с криволинейными несущими поверхностями выбраны таким образом, чтобы площадь его двух консолей S_Kр и удлинение консолей λ_Kр были соответственно равны площади консолей и удлинению консолей монопланного руля.

Площадь монопланного руля составляет

где b₁, b_δ - соответственно концевая и бортовая хорда руля, l_Кр - размах консолей рулей, таким образом, площадь бипланного руля

где b_р - хорда руля,

при этом, удлинение консоли руля

размах консолей рулей

где l_p - размах рулей, d - диаметр кормовой части в месте крепления рулей.

Кроме того, передние и задние кромки профиля руля выполнены таким образом, чтобы нормали к ним проходили через ось симметрии руля, например, путем образования радиусной или прямой фаски.

Результаты испытаний моделей УПАБ приведены на фигурах 4-8. Из сравнения зависимостей С_хп, С_уп, m_zп и Δm_zп (ƒ(α_п, δ_в)), приведенных в связанной с пространственным углом атаки α_п. системе координат, видно, значения аэродинамических коэффициентов продольной силы С_хп, коэффициентов нормальной силы С_уп, коэффициентов момента тангажа m_zn для моделей с монопланными и бипланными рулями при неотклоненных рулях высоты δ_в=0, а также значения приращений коэффициентов момента тангажа Δm_zп, вызванных отклонением рулей высоты на угол |δ_в|=10°, характеризующих эффективность рулей, практически совпадают во всем исследованном диапазоне углов атаки α_п≤20°.

Из сравнения зависимостей К=ƒ(α_п, δ_в) коэффициентов аэродинамического качества, приведенных в скоростной системе координат, видно, что максимальные значения К_max при δ_в=0 для моделей с монопланными и бипланными рулями отличаются менее чем на 2%.

Таким образом, бипланные рули заявленного конструктивного выполнения с криволинейными несущими поверхностями, при равенстве по площади S_Kp и удлинению консолей λ_Kp монопланным рулям, имеют равную (в пределах 2%) эффективность. Вместе с тем, бипланные рули обладают значительно (примерно в 5 раз) меньшими значениями аэродинамического шарнирного момента: М_шmах ≈ 0,2 кг⋅м для бипланного руля и М_шmах ≈ 1 кг⋅м для монопланного руля. Упомянутое свойство бипланных рулей описано в источнике информации Г.Ф. Ашанин, Ю.А. Лежнев, В.П. Савин, А.В. Храпов. Экспериментальные исследования аэродинамических характеристик бипланных рулей с малой разбежкой центра давления. ВИМИ, №9, 1979 г., а также в авторском свидетельстве №214512, авторы: Лежнев Ю.Ф., Савин В.П., Храпов А.В., Яковлев Г.А., зарегистрировано 30.01.1985 г.

Наряду с коэффициентом аэродинамического качества, другим не менее важным критерием при создании УПАБ является стоимость авиабомбы. Указанные значения аэродинамического шарнирного момента (М_шmax) позволяют, при применении бипланных рулей с криволинейными несущими поверхностям, установить на УПАБ электрический рулевой привод в 2 раза меньшей мощности: M_max ≈ 1 кг⋅м для бипланных рулей вместо M_max ≈ 2 кг⋅м для монопланных рулей (мощность привода выбирается исходя из гарантированного превышения суммарного момента, складывающегося из, в основном, аэродинамического шарнирного момента, а также из моментов, обусловленных КПД передач, подшипников и т.д.).

Таким образом, установка менее мощного электрического рулевого привода позволяет не только уменьшить местные размеры и массу авиабомбы, но и уменьшить ее стоимость примерно на 1 млн. руб.

1. Управляемая планирующая авиационная бомба, содержащая корпус, который состоит из последовательно соединенных носовой, центральной и кормовой частей, носовая часть корпуса в основании имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а и переходит в сферу в вершине носовой части, центральная часть выполнена квадратной в поперечном сечении со стороной квадрата длиной а, кормовая часть имеет квадратную форму со стороной квадрата длиной а у большего основания, плавно переходящего в меньшее основание круглого сечения, при этом сторона квадрата длиной а расположена под углом ϕ=45° относительно вертикальной плоскости симметрии, на центральной части корпуса установлены элементы для подвески под носителем и крыло, выполненное по бипланной аэродинамической схеме, на кормовой части авиабомбы в схеме "X" установлено цельноповоротное оперение, выполненное в виде бипланных рулей с криволинейными несущими поверхностями с площадью двух консолей, равной S_Kp=0,37а², с удлинениями консолей λ_Kp=4,8, с хордой руля b_p=0,278a, с относительным расстоянием между плоскостями хорд несущих поверхностей руля

где h_p - расстояние между плоскостями хорд несущих поверхностей руля,

с относительной вогнутостью профиля руля

где ƒ_p - вогнутость профиля руля,

с относительной толщиной профиля руля

где с_р - толщина профиля руля,

с передними и задними кромками профиля руля, выполненными таким образом, чтобы нормали к ним проходили через ось симметрии руля,

с относительным положением оси вращения руля от передней кромки, равным

где х_о.вр - положение оси вращения руля от передней кромки.

2. Управляемая планирующая авиационная бомба по п. 1, в которой длина корпуса равна L_Ф=14,4а, а размахи крыла равны l=11,1а и l=2,25а соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с углами стреловидности по передней кромке χ₀≈30° и χ₀≈84,5° соответственно для раскрытого и сложенного положения крыла, с хордой консоли крыла, равной b_к=0,67а, с криволинейным двояковыпуклым профилем, относительная толщина которого составляет

где с_к - толщина профиля крыла,

и относительная вогнутость профиля

где ƒ_к - вогнутость профиля крыла,

при этом консоли крыла в раскрытом и сложенном положениях соединены между собой концевыми стойками в виде плоских пластин высотой, равной h_ст=a, и хордой, равной b_ст=0.5b_к, с относительной толщиной, равной

где с_ст - толщина профиля стойки,

расположенными в раскрытом положении крыла параллельно хорде консолей крыла - вдоль потока, а в сложенном положении - под углом α_ст≈57°.