аэродинамический орган управления

Формула изобретения

1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ОРГАН УПРАВЛЕНИЯ, выполненный в виде консоли цельно-поворотного оперения летательного аппарата, отличающийся тем, что, с целью снижения потребной мощности силового привода органа управления путем уменьшения шарнирных моментов, носовая часть консоли оперения, расположенная в корневых его сечениях, выполнена с возможностью отклонения относительно ее бортовой хорды при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям на углы 90^oС от исходного положения, при этом угол стреловидности по передней кромке носовой части консоли совпадает или превышает аналогичный угол консоли цельноповоротного оперения.

2. Аэродинамический орган управления по п.1, отличающийся тем, что подвижная носовая часть консоли выполнена в виде дополнительной несущей поверхности, расположенной перед цельноповоротным оперением.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к аэродинамическим органам управления летательных аппаратов (ЛА), в частности к цельноповоротным консолям хвостового или переднего оперения ЛА.

Известен орган управления, который с целью уменьшения шарнирного момента оборудован заостренными телами, выходящими из его передней кромки при повороте органа управления.

Однако такой орган управления предназначен для уменьшения шарнирных моментов по углу его отклонения и не позволяет снизить значения этих моментов при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям.

Целью изобретения является снижение потребной мощности силового привода органа управления путем уменьшения шарнирного момента органа управления летательного аппарата при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям.

Цель достигается тем, что в аэродинамическом органе управления, выполненном в виде консоли цельноповоротного оперения, носовая часть консоли оперения, расположенная в корневых его сечениях выполнена с возможностью отклонения относительно ее бортовой хорды при переходе от дозвуковых (М 0,8-0,95) к сверхзвуковым (М 1,05-1,15) скоростям на углы 90^о от исходного положения, при этом угол стреловидности по передней кромке носовой части консоли совпадает или превышает аналогичный угол консоли цельноповоротного оперения.

При этом носовая часть консоли оперения может быть выполнена в виде дополнительной несущей поверхности и расположена перед цельноповоротным оперением.

На фиг.1 изображена схема органа управления; на фиг.2 вид А на фиг.1 при дозвуковых скоростях; на фиг.3 вариант выполнения органа управления.

Орган управления содержит цельноповоротную консоль 1 оперения с осью 2 вращения, отклоняемую носовую часть 3, которая расположена в корневых сечениях оперения и соединена с консолью 1 с помощью шарниров 4 и имеет кинематическую связь с силовым приводом 5, предназначенным для отклонения носовой части 3 относительно ее бортовой хорды 6 на угол 90^о, где угол между плоскостями хорд консоли 1 и носовой части 3.

При 0 плоскости хорд носовой части 3 и консоли 1 совпадают.

На фиг.3 представлена схема аэродинамического органа управления, которая отличается от вышеизложенной тем, что подвижная носовая часть 3 консоли 1 выполнена в виде дополнительной несущей поверхности и расположена перед цельноповоротным оперением.

Для существенного уменьшения шарнирных моментов органа управления при М > 1 относительная площадь отклоняемой носовой части 3, угол стреловидности по передней кромке которой совпадает или превышает аналогичный угол стреловидности цельноповоротного оперения, составляет 8-10% от его площади.

Относительная площадь отклоняемой части 3 на фиг.3 составляет 5-7%

Возможно применение указанных носовых частей с меньшей относительной площадью. Однако в этом случае положительный эффект от отклоняемой носовой части уменьшается. Применение носовых частей с большей относительной площадью в ряде случаев может привести к перекомпенсации органа управления при числах М > 1.

Органы управления, приведенные на фиг.1 и 3, работают следующим образом.

При дозвуковых скоростях (М 0,85-0,95) носовая часть 3 находится в исходном положении отклоненной относительно плоскости консоли 1 оперения на угол 90^о или -90^о. С увеличением скорости полета от дозвуковой (М 0,85-0,95) к сверхзвуковой (М 1,05 1,15) носовая часть с помощью силового привода 5 отклоняется относительно ее корневой хорды 6 от исходного положения на угол 0.

Предлагаемый орган управления в отличие от известных позволяет уменьшить его шарнирный момент путем отклонения носовой части, расположенной вблизи бортовой хорды цельноповоротной консоли, относительно плоскости хорд органа управления в зависимости от скорости полета летательного аппарата.