Руль аэродинамический


Аэродинамический руль ракеты

Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем. Привод установлен в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксированы аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения содержит подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. На одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью. В приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки. Достигается эффективная фиксация руля от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 6 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам фиксации складываемых аэродинамическим поверхностей (крыльев, рулей, стабилизаторов) и может быть использовано в конструкции механизмов фиксации складываемых рулей (крыльев).

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), известны (патенты США.; №3273500, 1966 г.; №2925966, 1960 г; №6092264, 2000 г. и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых стаканов (ТПС), либо со стартово-разгонных ступеней. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет. Для избежания возможного поворота рулей при движении ракеты в ТПС и возможного заклинивания ее в нем рули фиксируются от поворота специальными устройствами. После выхода ракеты из ТПС и раскрытия рулей устройство стопорения снимает свою фиксацию рулей.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту США №3650496, F42B 13/32, 1972, которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение относится к рулям направления управляемых ракет. Подобные ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. Если ракета запускается из ТПС, рули должны быть складываемыми, т.к. при движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты и зафиксированы от поворота. После выхода из ТПС рули раскрываются, занимают рабочее положение и автоматически расфиксируются. Еще одной причиной делать рули складываемыми является уменьшение требуемого объема, облегчение обслуживания ракеты при хранении и облегчение транспортировки. Исходя из этого, руль, как правило, состоит из двух частей: корневой части, примыкающей к наружной поверхности ракеты, и складываемой части, которая в рабочем положении является продолжением корневой части и может быть переведена из рабочего положения в сложенное по направлению к корпусу ракеты. При этом механизм фиксации установлен в корневой части, используя при этом объем корневой части руля.

Данное техническое решение представляет аэродинамический руль ракеты, который шарнирно закреплен на корпусе ракеты и содержит складываемую и корневую часть. Корневая часть расположена вне корпуса ракеты, шарнирно соединена со складываемой частью и содержит устройство фиксации руля, предотвращающее поворот руля до его раскрытия.

Наличие корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты, приводит к увеличению габаритов ТПС. Для уменьшения габаритов необходимо использовать руль с одной складываемой частью и исключить наличие корневой части.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Указанная цель достигается тем, что руль содержит складываемую аэродинамическую поверхность, зафиксированную в рабочем положении и шарнирно соединенную с приводом управления рулем, закрепленным в корпусе ракеты с возможностью вращения. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. В корпусе ракеты установлен механизм стопорения, содержащий подпружиненно-поворотную качалку, один конец которой контактирует с аэродинамическую поверхностью, а другой установлен в прорези привода управлением рулем в сложенном положении и удерживает руль от поворота. Качалка перемещается из прорези в дугообразный паз привода управления рулем при раскрытии аэродинамической поверхности, тем самым расфиксируя руль. Длина паза привода управления рулем ограничивает углы поворота руля.

На фиг.1-6 представлена конструкция предлагаемого аэродинамического руля ракеты.

Она состоит из аэродинамической поверхности 1, шарнирно соединенной с приводом управления рулем, 2 установленным в корпусе ракеты 3. В корпусе ракеты установлен механизм фиксации 4, содержащий подпружиненную качалку 5. Качалка содержит на одном конце зуб 6, контактирующий с аэродинамической поверхностью 1, на другом конце зуб 7, расположенный в прорези 8 в сложенном положении и в дугообразном пазе 9 в рабочем положении.

Устройство работает следующим образом:

При расположении в ТПС аэродинамическая поверхность 1 находится в сложенном положении, а зуб 7 качалки 5 механизма фиксации 4 расположен в прорези 8 привода управления рулем 2, фиксируя его и аэродинамическую поверхность 1 от поворота. После выхода ракеты из ТПС аэродинамическая поверхность 1 раскрывается, при этом во время раскрытия аэродинамическая поверхность 1, контактируя с зубом 6 качалки 5, поворачивает качалку 5, зуб 7 выходит из прорези 8 в дугообразный паз 9 и освобождает привод управления рулем 2. При повороте аэродинамическая поверхность ограничена длиной дугообразного паза 9.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Аэродинамический руль ракеты, содержащий установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем, установленный в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксирована аэродинамическая поверхность и механизм стопорения, содержащий подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью, отличающийся тем, что аэродинамическая поверхность выполнена цельной, на одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью, в приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки.

www.findpatent.ru

Аэродинамический руль управляемой ракеты

Изобретение относится к области вооружения. Аэродинамический руль управляемой ракеты, устанавливаемый на оси, имеет стреловидные переднюю и заднюю кромки. Руль состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности, выполненной с углом стреловидности передней кромки величиной 55...65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43...47°. Бипланная поверхность выполнена с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5...30°. При использовании изобретения повышается эффективность аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета. 3 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемых ракет систем и комплексов высокоточного оружия.

Известен поворотный аэродинамический руль, выполненный в виде монопланной несущей поверхности со стреловидными передней и задней кромками (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973, с.48, таблица 1.4 - Рули типа поворотного оперения).

Расширение области тактических задач и повышение эффективности применения управляемых ракет предопределяет постоянное увеличение могущества их боевых частей и расширение диапазона скоростей полета, что обусловливает тенденцию к увеличению их габаритов и массы. Как следствие этого, возникает необходимость увеличения потребных управляющих усилий, создаваемых аэродинамическими рулями.

Увеличение управляющего усилия поворотного аэродинамического руля связано с увеличением его площади в плане. Однако в управляемой ракете, когда размах аэродинамического руля конструктивно ограничен расстоянием между корпусом головной части ракеты и стенкой пускового контейнера, увеличение площади аэродинамического руля в плане возможно только за счет увеличения его хорды. Это приводит к возрастанию шарнирного аэродинамического момента, нагружающего рулевой привод. Возрастание нагрузки на рулевой привод обусловливает увеличение его потребной мощности и габаритов, что ухудшает габаритно-массовые характеристики управляемой ракеты.

Задача предлагаемого изобретения - повышение эффективности аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод.

Решение поставленной задачи в поворотном аэродинамическом руле управляемой ракеты, устанавливаемом на оси и имеющем стреловидные переднюю и заднюю кромки, достигается тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности. Монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55...65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43...47°, а бипланная - с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5...30°. Отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8...1,2. Между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд. Отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35...0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.

Проведено сравнение аэродинамических характеристик заявляемого аэродинамического руля с аэродинамическими характеристиками аэродинамического руля в виде монопланной несущей поверхности. При этом сравниваемые аэродинамические рули имели одинаковые форму и площадь в плане. Испытания проведены в аэродинамической трубе ЦАГИ на модели управляемой ракеты, состоящей из оживальной головной части и цилиндрического корпуса, закрепленного на державке. Измерения аэродинамических сил и моментов испытуемых аэродинамических рулей осуществлялись внутримодельными тензовесами.

Результаты испытаний показывают, что в исследованном диапазоне скоростей, соответствующем числам Маха 0,62≤М≤3,25, заявляемый аэродинамический руль имеет на 15-20% большую эффективность управления и на 30-40% меньший шарнирный аэродинамический момент.

Конструкция заявляемого аэродинамического руля представлена на фиг.1, 2 и 3, где приняты следующие обозначения:

b - бортовая хорда аэродинамического руля;

b1 - бортовая хорда монопланной несущей поверхности;

b2 - бортовая хорда бипланной несущей поверхности;

Δ - зазор между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности;

L - размах аэродинамического руля;

ψ - угол стреловидности передней кромки монопланной несущей поверхности;

ϕ - угол стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности;

γ - угол стреловидности задних кромок бипланной несущей поверхности.

На фиг.1 изображены часть корпуса и пускового контейнера ракеты с аэродинамическим рулем в плане, на фиг.2 - разрез А-А по бортовой хорде аэродинамического руля, а на фиг.3 - разрез Б-Б по концевой хорде аэродинамического руля.

Аэродинамический руль установлен на оси 1 между корпусом 2 ракеты и стенкой пускового контейнера 3 и состоит из монопланной 4 и бипланной 5 несущих поверхностей, жестко связанных боковыми бортовой 6 и концевой 7 стойками. Ось 1 выполнена на боковой бортовой стойке 6 и связана с рулевым приводом ракеты.

Работа заявляемого устройства происходит следующим образом. Управляющая аэродинамическая сила возникает при обтекании аэродинамического руля воздушным потоком в процессе полета ракеты и зависит от угла его поворота относительно корпуса 2 ракеты. Рулевой привод осуществляет поворот оси 1, а следовательно, и аэродинамического руля в соответствии с командой системы управления ракеты.

Таким образом, заявляемый аэродинамический руль управляемой ракеты обеспечивает повышение эффективности аэродинамического управления в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод за счет его выполнения в виде комбинации монопланной и бипланной несущих поверхностей при определенных соотношениях размеров и формах в плане.

Аэродинамический руль управляемой ракеты, устанавливаемый на оси и имеющий стреловидные переднюю и заднюю кромки, отличающийся тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля, при этом плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности, монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55÷65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43÷47°, а бипланная - с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5÷30°, отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8÷1,2, между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд, причем отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35÷0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.

www.findpatent.ru

Аэродинамический руль

Изобретение относится к области авиационной техники. Аэродинамический руль состоит из переднего и заднего звеньев, имеющих общую ось вращения. Заднее звено выполнено с осевой компенсацией. Угол отклонения переднего звена пропорционален углу отклонения заднего звена с коэффициентом пропорциональности от 0.6 до 0.8. Между передним и задним звеньями руля существует профилированная щель. Переднее и заднее звенья руля могут быть выполнены с возможностью отклонения как одно целое на один и тот же угол. Изобретение направлено на повышение эффективности руля и уменьшение его шарнирного момента. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к органам управления полетом летательных аппаратов.

Основными параметрами рулей, используемых для управления полетом летательных аппаратов, являются эффективность, определяемая приращением коэффициентов моментов при полном отклонении рулей от нейтрального положения, и шарнирный момент, то есть момент относительно оси вращения руля, возникающий из-за воздействия на руль воздушного потока (см. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. Справочник. М., Машиностроение, 1982, с. 136 и 126). Увеличение эффективности рулей приводит к улучшению управляемости летательного аппарата, а уменьшение шарнирного момента к уменьшению веса конструкции и мощности бустеров рулей (бустер и бустерное управление - см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 124).

Известен руль управления полетом летательных аппаратов, состоящий из одной подвижной поверхности, установленной в хвостовой части аэродинамической поверхности (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с. 490).

Недостатком такого руля является его небольшая эффективность.

Высокая эффективность особенно важна для рулей направления самолетов с двигателями, расположенными на консолях крыла, при несимметричном отказе двигателей. В этом случае для безопасного завершения полета высокая эффективность руля направления необходима для парирования большого момента рыскания.

Известен двухзвенный руль высокой эффективности со вторым звеном, расположенным позади основного переднего звена (см. патент РФ №2492109, фиг. 7, МПК В64С, 2008 г.). Второе звено имеет свою ось вращения, расположенную на переднем звене, и отклоняется относительно не отклоненного положения на угол больший, чем переднее звено.

Недостатком такого руля является большой шарнирный момент.

По техническим признакам прототипом предлагаемого руля является руль с двумя звеньями, имеющими общую ось вращения, с максимальным углом отклонения переднего звена меньшим, чем максимальный угол отклонения заднего звена относительно их не отклоненного положения (патент РФ №2593178, МПК В64С, 2016 г.).

Недостатком данного руля является его небольшая эффективность.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка аэродинамического руля, обеспечивающего повышение его эффективности при небольшой мощности бустера руля или при безбустерном управлении.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в аэродинамическом руле, состоящем из переднего и заднего звеньев, имеющих общую ось вращения, заднее звено выполнено с осевой компенсацией, а угол отклонения переднего звена пропорционален углу отклонения заднего звена с коэффициентом пропорциональности от 0.6 до 0.8, причем между передним и задним звеньями руля существует профилированная щель.

Кроме того, переднее и заднее звенья руля выполнены с возможностью отклонения как одно целое на один и тот же угол.

На фиг. 1 представлен профиль сечения предлагаемого руля в не отклоненном положении.

На фиг. 2 представлен профиль сечения предлагаемого руля в отклоненном положении.

Руль, состоящий из переднего 1 и заднего 2 звеньев, установлен в хвостовой части аэродинамической поверхности 3. Звенья руля 1 и 2 имеют общую ось вращения 4. Заднее звено имеет осевую компенсацию 5. Переднее звено руля 1 отделено от заднего звена 2 профилированной щелью 6.

Функционирование руля показано на фиг. 2.

Переднее звено руля 1 отклоняется на угол α1, а заднее звено 2 - на угол α2, который больше, чем угол α1. Максимальный угол отклонения α1 переднего звена 1 выбирается так, чтобы с него не происходило срыва потока. Форма носовой части (осевой компенсации) заднего звена 2 может выбираться таким образом, что, за счет разницы в углах отклонения звеньев руля 1 и 2, щель 6 между ними сужается на выходе во внешний поток и расширяется в области заторможенного потока с противоположной стороны руля. За счет перетекания части потока 7 через щель 6 между звеньями руля 1 и 2 реализуется эффект щелевого обтекания и отрыв на заднем звене 2 смещается ниже по потоку, чем в отсутствие щели. Таким образом переднее звено руля 1 выполняет роль предкрылка для заднего звена 2. Между углами отклонения переднего 1 и заднего 2 звеньев может вводиться кинематическая связь. При этом шарнирный момент переднего звена 1 противоположен по знаку шарнирному моменту заднего звена руля 2, что уменьшает суммарный шарнирный момент.

Другой, менее эффективный, но значительно упрощающий конструкцию руля, вариант функционирования предлагаемого руля предполагает отклонение заднего звена руля 2 за одно целое с передним звеном 1, то есть α2=α1.

Расчетные исследования показали повышение эффективности предлагаемого руля по сравнению с прототипом при кинематической связи между углами отклонения звеньев руля α1=k⋅α2, где k выбирается в диапазоне от 0.6 до 0.8, и отклонении заднего звена руля на максимальный угол до α2=35-45°, при небольшом шарнирном моменте. Расчетные исследования показали также, что по сравнению с обычным рулем с большим удлинением (удлинение управляющей поверхности - см. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. Справочник. М., Машиностроение, 1982, с. 77) повышается эффективность и уменьшается шарнирный момент упрощенного варианта предлагаемого руля при отклонении звеньев руля как одного целого, то есть при α2=α1 и отклонении руля на максимальный угол до 30-35°. Меньший шарнирный момент руля позволяет использовать изобретение при небольшой мощности бустера руля или при безбустерном управлении.

1. Аэродинамический руль, состоящий из переднего и заднего звеньев, имеющих общую ось вращения, с максимальным углом отклонения переднего звена меньшим, чем максимальный угол отклонения заднего звена относительно их не отклоненного положения, отличающийся тем, что заднее звено выполнено с осевой компенсацией, а угол отклонения переднего звена пропорционален углу отклонения заднего звена с коэффициентом пропорциональности от 0.6 до 0.8, причем между передним и задним звеньями руля существует профилированная щель.

2. Аэродинамический руль по п. 1, отличающийся тем, что переднее и заднее звенья руля выполнены с возможностью отклонения как одно целое на один и тот же угол.

www.findpatent.ru

Аэродинамические характеристики оперения и рулей.

Общие сведения. Горизонтальное и вертикальное оперения предназначены для обеспечения устойчивости и управляемости самолета. Маневрирование осуществляется за счет изменения аэродинамических сил и моментов относительно центра масс самолета при отклонении управляющих поверхностей. Управление осуществляется по тангажу, крену и направлению.

Управление тангажом осуществляется рулём высоты или управляемым стабилизатором. К органам управления креном относятся элероны, элевоны. В некоторых случаях в качестве органа управления креном используются дифференциально отклоняемые половины стабилизатора.

У самолета, выполненного по схеме бесхвостка органами управления тангажом, а вместе с тем и креном служат элевоны расположенные вдоль задней кромки крыла. Элевоны при отклонении на правой и левой половинах крыла в одну сторону, выполняют функцию органа управления тангажом, при отклонении в противоположные стороны — функцию органа управления креном. Разделение элевонов на секции позволяет использовать корневые секции только в качестве органов управления тангажом, концевые секции в качестве органов управления креном, а средние секции — в качестве органов управления тангажом и креном одновременно.

К органам управления по направлению относятся руль направления и управляемый (поворотный) киль.

Горизонтальное и вертикальное оперения по геометрическим параметрам являются крыльями, при этом надо иметь в виду, что в площадь горизонтального оперения включается площадь внутри фюзеляжа или вертикального оперения. При расчёте аэродинамических характеристик оперения применяются те же формулы, что и для крыла.

 

Несущие свойства рулей. Управляющий момент оперения относительно центра тяжести самолёта создаётся за счёт его подъёмной силы. Изменение момента происходит за счёт изменения подъёмной силы оперения, которая, в свою очередь, меняется из – за изменения угла атаки α и увеличения кривизны оперения при повороте руля на угол δ р. Для вертикального оперения углом атаки будет угол скольжения β т.е. угол, образованный между плоскостью симметрии самолёта и набегающим потоком.

 

Подъёмная сила, создаваемая оперением определяется по формуле

 

Уоп. = Суоп. (ρ V²оп. / 2) Sоп. (7.1.)

 

Рис. 7.1. Шарнирный момент.

Шарнирный момент рулевых поверхностей. Аэродинамическая компенсация.

При отклонении рулей, аэродинамические силы, действующие на рули, создают относительно оси поворота руля момент М ш, который называют шарнирным (рис. 8.1.) Этот момент уравновешивается усилием пилота или силой специальных устройств которые прикладывается к рычагам управления для фиксации руля в нужном положении. Величина шарнирного момента определяется формулой

 

Мш (7.1.) где mш - коэффициент шарнирного момента; Sp - площадь руля; bp - средняя хорда руля; Xp = расстояние от шарнира до центра руля; Из формулы (7.1.) следует, что с ростом скорости и увеличением размеров самолёта возрастает и величина шарнирного момента. На тяжелых и скоростных самолётах нагрузка на управление может достигать до нескольких тонн. Для обеспечения приемлемых нагрузок на рычаги управления используются как механические устройства так и аэродинамическая компенсация. Смысл аэродинамической компенсации состоит в том, что центр давления аэродинамических сил, действующих на рули, максимально возможно приближается к оси вращения руля. К основным видам аэродинамической компенсации относятся: осевая, роговая, сервокомпенсация, внутренняя компенсация.

Осевая компенсация ( рис. 7.2. 1.) заключается в смещении оси вращения руля ближе к центру давления. При роговой компенсации (рис.7.2.2.) концевые части руля выносятся перед осью вращения, в этом случае центр давления перемещается ближе к оси вращения. Сервокомпенсатор (рис. 7.2. 3) представляет собой управляющею поверхность, расположенную на задней кромке руля, которая при повороте руля отклоняется в противоположную сторону, что способствует перемещению центра давления к оси вращения руля. Внутренней компенсатор (рис.7.1.4.) представляет собой камеру, в которой при отклонении руля возникает разность давлений. Это воздействие передаётся на пластину компенсатора, что способствует перемещению центра давления системы к оси руля. Для снятия усилий со штурвала широко используется триммер ( рис. 7.3.), который представляет собой дополнительную поверхность на задней кромке руля. Положением триммера управляет пилот, при отклонении триммера на определённый угол меняется величина щарнирного момента.

 

 

 

Рис. 7.2. Виды аэродинамической компенсации.

 

Рис. 7.3. Схема работы триммера.

 

Контрольные вопросы.

 

1. Как осуществляется управление по тангажу?

2. Для чего служат элевоны?

3. Назовите геометрические параметры горизонтального и вертикального оперения?

4. В чём состоит сущность осевой компенсации?

5. Чем отличается триммер от сервокомпенсатора?

 

Похожие статьи:

poznayka.org

Аэродинамический руль управляемой ракеты | Банк патентов

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемых ракет систем и комплексов высокоточного оружия.

Известен поворотный аэродинамический руль, выполненный в виде монопланной несущей поверхности со стреловидными передней и задней кромками (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973, с.48, таблица 1.4 - Рули типа поворотного оперения).

Расширение области тактических задач и повышение эффективности применения управляемых ракет предопределяет постоянное увеличение могущества их боевых частей и расширение диапазона скоростей полета, что обусловливает тенденцию к увеличению их габаритов и массы. Как следствие этого, возникает необходимость увеличения потребных управляющих усилий, создаваемых аэродинамическими рулями.

Увеличение управляющего усилия поворотного аэродинамического руля связано с увеличением его площади в плане. Однако в управляемой ракете, когда размах аэродинамического руля конструктивно ограничен расстоянием между корпусом головной части ракеты и стенкой пускового контейнера, увеличение площади аэродинамического руля в плане возможно только за счет увеличения его хорды. Это приводит к возрастанию шарнирного аэродинамического момента, нагружающего рулевой привод. Возрастание нагрузки на рулевой привод обусловливает увеличение его потребной мощности и габаритов, что ухудшает габаритно-массовые характеристики управляемой ракеты.

Задача предлагаемого изобретения - повышение эффективности аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод.

Решение поставленной задачи в поворотном аэродинамическом руле управляемой ракеты, устанавливаемом на оси и имеющем стреловидные переднюю и заднюю кромки, достигается тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности. Монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55...65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43...47°, а бипланная - с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5...30°. Отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8...1,2. Между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд. Отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35...0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.

Проведено сравнение аэродинамических характеристик заявляемого аэродинамического руля с аэродинамическими характеристиками аэродинамического руля в виде монопланной несущей поверхности. При этом сравниваемые аэродинамические рули имели одинаковые форму и площадь в плане. Испытания проведены в аэродинамической трубе ЦАГИ на модели управляемой ракеты, состоящей из оживальной головной части и цилиндрического корпуса, закрепленного на державке. Измерения аэродинамических сил и моментов испытуемых аэродинамических рулей осуществлялись внутримодельными тензовесами.

Результаты испытаний показывают, что в исследованном диапазоне скоростей, соответствующем числам Маха 0,62≤.GIF; М≤.GIF; 3,25, заявляемый аэродинамический руль имеет на 15-20% большую эффективность управления и на 30-40% меньший шарнирный аэродинамический момент.

Конструкция заявляемого аэродинамического руля представлена на фиг.1, 2 и 3, где приняты следующие обозначения:

b - бортовая хорда аэродинамического руля;

b1 - бортовая хорда монопланной несущей поверхности;

b 2 - бортовая хорда бипланной несущей поверхности;

Δ.GIF; - зазор между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности;

L - размах аэродинамического руля;

ψ.GIF; - угол стреловидности передней кромки монопланной несущей поверхности;

ϕ.GIF; - угол стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности;

γ.GIF; - угол стреловидности задних кромок бипланной несущей поверхности.

На фиг.1 изображены часть корпуса и пускового контейнера ракеты с аэродинамическим рулем в плане, на фиг.2 - разрез А-А по бортовой хорде аэродинамического руля, а на фиг.3 - разрез Б-Б по концевой хорде аэродинамического руля.

Аэродинамический руль установлен на оси 1 между корпусом 2 ракеты и стенкой пускового контейнера 3 и состоит из монопланной 4 и бипланной 5 несущих поверхностей, жестко связанных боковыми бортовой 6 и концевой 7 стойками. Ось 1 выполнена на боковой бортовой стойке 6 и связана с рулевым приводом ракеты.

Работа заявляемого устройства происходит следующим образом. Управляющая аэродинамическая сила возникает при обтекании аэродинамического руля воздушным потоком в процессе полета ракеты и зависит от угла его поворота относительно корпуса 2 ракеты. Рулевой привод осуществляет поворот оси 1, а следовательно, и аэродинамического руля в соответствии с командой системы управления ракеты.

Таким образом, заявляемый аэродинамический руль управляемой ракеты обеспечивает повышение эффективности аэродинамического управления в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод за счет его выполнения в виде комбинации монопланной и бипланной несущих поверхностей при определенных соотношениях размеров и формах в плане.

bankpatentov.ru

Аэродинамический руль

 

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемого снаряда или ракеты, обеспечивающего их управляемость и устойчивость на траектории полета. Руль выполнен в виде поворотной профильной консоли со стреловидными передней и задней кромками. Передняя кромка образована прямой, перпендикулярной бортовой хорде руля, имеющей длину, составляющую 0,25...0,37 от длины бортовой хорды руля, и сопряженной с ней второй прямой. Угол наклона прямой относительно бортовой хорды руля составляет 28. . .40o. Угол наклона задней кромки относительно бортовой хорды руля составляет 55...77o. Длина бортовой хорды в 1,08...1,22 раза больше размаха руля. Благодаря такому выполнению конструкции руля достигается снижение необходимой на управление снарядом или ракетой мощности. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемого снаряда (УС) или ракеты, обеспечивающего их управляемость и устойчивость на траектории полета.

Расширение области тактических задач и повышение эффективности применения УС и ракет предопределяет постоянное увеличение могущества их боевых частей и совершенствование системы управления, что обусловливает тенденцию к увеличению массы и габаритов УС и, как следствие этого, необходимость увеличения потребных управляющих усилий, создаваемых рулевыми органами.

В настоящее время в качестве рулевых органов УС и ракет широко применяются полностью поворотный аэродинамический руль (далее по тексту - просто руль), обеспечивающий управляемость и устойчивое движение УС (ракеты) как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях полета. В зависимости от формы в плане рациональный угол отклонения рулей ограничен значениями 5... 25o (при больших углах отклонения аэродинамическая эффективность рулей резко снижается). В этом случае задача увеличения управляющих усилий решается за счет увеличения площади рулей, что приводит к возрастанию действующего на них шарнирного аэродинамического момента. Это увеличивает потребную на управление УС или ракетой мощность, что обусловливает увеличение габаритов рулевого привода и его источника питания, а следовательно, ухудшение габаритно-массовых характеристик УС и ракет.

Известен прямоугольный в плане руль [1], недостатком которого можно считать значительную зависимость координаты положения центра давления результирующей аэродинамической силы по хорде руля от его угла поворота и угла атаки УС, что вызывает соответствующее возрастание действующего на рулевой привод аэродинамического шарнирного момента. На фиг.1 приведена полученная экспериментально при испытании модели УС в аэродинамической трубе при числе Маха М= 0,7 зависимость изменения относительной координаты положения центра давления результирующей аэродинамической силы прямоугольного в плане руля (кривая 1) от эффективного угла атаки (эф), где: Xd - координата положения центра давления результирующей аэродинамической силы относительной передней кромки руля; b - хорда руля; эф = k+; - угол атаки УС; - угол отклонения руля; k - коэффициент интерференции руля и корпуса УС.

Эта зависимость показывает, что при увеличении эффективного угла атаки модели УС с эф = 0 до эф = 30 координата положения центра давления результирующей аэродинамической силы на прямоугольный в плане руле смещается от его передней кромки на расстояние Хd=0,135b.

Наиболее близок к заявляемому по совокупности существенных признаков руль с треугольным профилем в плане [2], выполненный в виде профильной поворотной консоли со стреловидными передней и задней кромками.

Кривая 2 на фиг. 1, полученная при тех же условиях для треугольного в плане руля, свидетельствует о смещении центра давления результирующей аэродинамической силы на расстояние Хd=0,049b к его передней кромке.

Учитывая противоположное направление смещения координаты положения центра давления результирующей аэродинамической силы для прямоугольного и треугольного в плане рулей, можно предположить, что их комбинация обеспечит уменьшение смещения координаты положения центра давления при изменении угла атаки УС и угла отклонения комбинированного руля.

Задачей настоящего изобретения предполагается снижение потребной на управление УС или ракетой мощности за счет уменьшения аэродинамической нагрузки на рулевой привод.

Для решения поставленной задачи в аэродинамическом руле, выполненном в виде поворотной профильной консоли со стреловидными передней и задней кромками, передняя кромка образована прямой, перпендикулярной бортовой хорде руля и имеющей длину 0,25...0,37 от длины бортовой хорды руля, и сопряженной с ней второй прямой, угол наклона которой относительно бортовой хорды руля составляет 28. ..40o, при этом угол наклона задней кромки относительно бортовой хорды руля составляет 55... 77o, а длина бортовой хорды в 1,08...1,22 раза больше размаха руля.

На фиг. 2 приведена форма в плане заявляемого аэродинамического руля, установленного на цилиндрическом корпусе УС.

Вдоль корпуса 1УС расположена бортовая хорда (b) руля 2, ось 3 которого установлена непосредственно в корпусе 1. Переднюю кромку руля образуют две прямые: первая (z) сопряжена с бортовой хордой, перпендикулярна ей и имеет длину, равную 0,25...0,35 от длины бортовой хорды руля; вторая - сопряжена с первой прямой и с концевой хордой руля (bk) и имеет угол наклона относительно бортовой хорды = 28...40o. Угол наклона задней кромки руля относительно бортовой хорды составляет = 55...77o. Длина бортовой хорды (b) в 1,08...1,22 раза больше размаха руля (L).

Таким образом, заявляемый аэродинамический руль в плане состоит из прикорпусной прямоугольной части, где с увеличением эф координата положения центра давления результирующей аэродинамической силы смещается к задней кромке и концевой треугольной части, где смещение координаты положения центра давления происходит в противоположном направлении. По результатам исследования заявляемого аэродинамического руля в составе модели УС в аэродинамической трубе наиболее полная взаимокомпенсация смещения координаты положения центра давления на прямоугольной и треугольной частях происходит при определенном соотношение площадей этих частей, что и определяют вышеприведенные зависимости, позволяющие построить заявляемый руль в плане.

На фиг.1 в сравнение с ранее рассмотренными зависимостями 1 и 2 приведены аналогичные зависимости 3 и 4 для заявляемого аэродинамического руля, которые определяют зону возможного изменения координаты положения центра давления при указанных выше разбросах его геометрических параметров. Наличие разбросов необходимо как для назначения технологических допусков при изготовлении руля, так и для размещения руля в составе УС при конкретных конструктивно-габаритных ограничениях его отсека управления.

В целом приведенные на фиг.1 зависимости наглядно иллюстрируют результат решения поставленной технической задачи, а именно: аэродинамический руль, построенный в плане как комбинация прикорпусной прямоугольной и концевой треугольной частей, обеспечивает уменьшение смещения координаты положения центра давления результирующей аэродинамической силы в зависимости от угла его отклонения и угла атаки УС. Это обеспечивает уменьшение действующего на рулевой привод аэродинамического шарнирного момента и, следовательно, снижение потребной на управление УС или ракетой мощности.

Источники информации 1. Н.Ф. Краснов, В.Н. Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. - М. : Высшая школа, 1978, с.244 (рис.3.1.2).

2. Там же, с.251 (рис.3.1.4).

Аэродинамический руль, выполненный в виде поворотной профильной консоли со стреловидными передней и задней кромками, отличающийся тем, что передняя кромка образована прямой, перпендикулярной бортовой хорде руля и имеющей длину, составляющую 0,25...0,37 от длины бортовой хорды руля, и сопряженной с ней второй прямой, угол наклона которой относительно бортовой хорды руля составляет 28...40, при этом угол наклона задней кромки относительно бортовой хорды руля составляет 55...77, а длина бортовой хорды в 1,08...1,22 раза больше размаха руля.

Рисунок 1, Рисунок 2

www.findpatent.ru

аэродинамический руль ракеты - патент РФ 2520846

Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем. Привод установлен в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксированы аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения содержит подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. На одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью. В приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки. Достигается эффективная фиксация руля от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам фиксации складываемых аэродинамическим поверхностей (крыльев, рулей, стабилизаторов) и может быть использовано в конструкции механизмов фиксации складываемых рулей (крыльев).

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), известны (патенты США.; № 3273500, 1966 г.; № 2925966, 1960 г; № 6092264, 2000 г. и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых стаканов (ТПС), либо со стартово-разгонных ступеней. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет. Для избежания возможного поворота рулей при движении ракеты в ТПС и возможного заклинивания ее в нем рули фиксируются от поворота специальными устройствами. После выхода ракеты из ТПС и раскрытия рулей устройство стопорения снимает свою фиксацию рулей.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту США № 3650496, F42B 13/32, 1972, которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение относится к рулям направления управляемых ракет. Подобные ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. Если ракета запускается из ТПС, рули должны быть складываемыми, т.к. при движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты и зафиксированы от поворота. После выхода из ТПС рули раскрываются, занимают рабочее положение и автоматически расфиксируются. Еще одной причиной делать рули складываемыми является уменьшение требуемого объема, облегчение обслуживания ракеты при хранении и облегчение транспортировки. Исходя из этого, руль, как правило, состоит из двух частей: корневой части, примыкающей к наружной поверхности ракеты, и складываемой части, которая в рабочем положении является продолжением корневой части и может быть переведена из рабочего положения в сложенное по направлению к корпусу ракеты. При этом механизм фиксации установлен в корневой части, используя при этом объем корневой части руля.

Данное техническое решение представляет аэродинамический руль ракеты, который шарнирно закреплен на корпусе ракеты и содержит складываемую и корневую часть. Корневая часть расположена вне корпуса ракеты, шарнирно соединена со складываемой частью и содержит устройство фиксации руля, предотвращающее поворот руля до его раскрытия.

Наличие корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты, приводит к увеличению габаритов ТПС. Для уменьшения габаритов необходимо использовать руль с одной складываемой частью и исключить наличие корневой части.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Указанная цель достигается тем, что руль содержит складываемую аэродинамическую поверхность, зафиксированную в рабочем положении и шарнирно соединенную с приводом управления рулем, закрепленным в корпусе ракеты с возможностью вращения. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. В корпусе ракеты установлен механизм стопорения, содержащий подпружиненно-поворотную качалку, один конец которой контактирует с аэродинамическую поверхностью, а другой установлен в прорези привода управлением рулем в сложенном положении и удерживает руль от поворота. Качалка перемещается из прорези в дугообразный паз привода управления рулем при раскрытии аэродинамической поверхности, тем самым расфиксируя руль. Длина паза привода управления рулем ограничивает углы поворота руля.

На фиг.1-6 представлена конструкция предлагаемого аэродинамического руля ракеты.

Она состоит из аэродинамической поверхности 1, шарнирно соединенной с приводом управления рулем, 2 установленным в корпусе ракеты 3. В корпусе ракеты установлен механизм фиксации 4, содержащий подпружиненную качалку 5. Качалка содержит на одном конце зуб 6, контактирующий с аэродинамической поверхностью 1, на другом конце зуб 7, расположенный в прорези 8 в сложенном положении и в дугообразном пазе 9 в рабочем положении.

Устройство работает следующим образом:

При расположении в ТПС аэродинамическая поверхность 1 находится в сложенном положении, а зуб 7 качалки 5 механизма фиксации 4 расположен в прорези 8 привода управления рулем 2, фиксируя его и аэродинамическую поверхность 1 от поворота. После выхода ракеты из ТПС аэродинамическая поверхность 1 раскрывается, при этом во время раскрытия аэродинамическая поверхность 1, контактируя с зубом 6 качалки 5, поворачивает качалку 5, зуб 7 выходит из прорези 8 в дугообразный паз 9 и освобождает привод управления рулем 2. При повороте аэродинамическая поверхность ограничена длиной дугообразного паза 9.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Аэродинамический руль ракеты, содержащий установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем, установленный в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксирована аэродинамическая поверхность и механизм стопорения, содержащий подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью, отличающийся тем, что аэродинамическая поверхность выполнена цельной, на одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью, в приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки.

www.freepatent.ru


Смотрите также