аэродинамическая схема летательного аппарата

Формула изобретения

Аэродинамическая схема летательного аппарата, содержащая корпус, крыло и оперение, причем консоли крыла установлены с возможностью вращения относительно корпуса, отличающаяся тем, что на задней кромке каждой консоли крыла установлена дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность с возможностью вращения вокруг оси, параллельной оси вращения консоли крыла, причем оси консолей крыла установлены без механической связи с выходами рулевых приводов, дополнительные управляющие аэродинамические поверхности механически связаны с выходами рулевых приводов этих поверхностей, консоли оперения установлены с возможностью вращения относительно корпуса и механически связаны с выходами рулевых приводов оперения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области аэродинамических схем летательных аппаратов /ЛА/ и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих ЛА.

Известна аэродинамическая схема ЛА [1] которая содержит корпус, крыло и оперение /аэродинамические рули/, причем крыло установлено на корпусе неподвижно, а оперение установлено на корпусе с возможностью вращения относительно корпуса. Недостатком этой схемы является большое запаздывание в создании управляющей аэродинамической силы по отношению к началу отклонения оперения, так как основная часть этой силы создается крылом в результате поворота его на угол атаки вместе с корпусом, обладающим значительной инерционностью.

Известна также аэродинамическая схема ЛА с управляемым /поворотным/ крылом [2] которая содержит корпус, крыло и оперение /стабилизатор/, причем оперение установлено на корпусе позади крыла неподвижно относительно корпуса, а консоли крыла установлены с возможностью вращения относительно корпуса, и оси консолей крыла механически связаны с выходом рулевого привода. Недостатками этой схемы являются большая потребная мощность рулевых приводов и невозможность изменения значения коэффициента балансировки ЛА в соответствии с задачами управления.

Прототипом заявляемого изобретения следует считать аэродинамическую схему ЛА [2] общими признаками которой с заявляемым изобретением является то, что она содержит корпус, крыло и оперение, причем консоли крыла установлены с возможностью вращения относительно корпуса.

Кроме того, в прототипе оперение установлено на корпусе неподвижно позади крыла, а оси консолей крыла механически связаны с выходом рулевого привода.

Недостатками прототипа являются большая потребная мощность рулевого привода поворотного крыла и невозможность изменения значения коэффициента балансировки ЛА в соответствии с задачами управления в процессе полета ЛА. Первый недостаток обусловлен тем, что для обеспечения высокого быстродействия в создании аэродинамической управляющей силы рулевые приводы прототипа должны отклонять консоли поворотного крыла с большой угловой скоростью, преодолевая при этом больше шарнирные моменты консолей крыла. При рассмотрении второго недостатка учтем, что в прототипе:

K_б=_б/_кр /1/,

где _б - балансировочное значение угла атаки корпуса ЛА;

_кр- соответствующее значение угла отклонения консолей поворотного крыла.

Известно, что для прототипа

0,2 _б 0,5-0,7 /2/

и незначительно изменяется в процессе полета ЛА. Максимальное значение _крмах ограничено в прототипе значениями:

_крмах = 10-15 /3/

по конструктивным соображениям, а также для того, чтобы не достигались критические значения угла атаки поворотного крыла. С учетом выражений /1/-/3/ получим, что максимальное балансировочное значение _{Б max} угла атаки корпуса ЛА в прототипе составляет:

_{Б max}= 5-10 /4/

В то же время для решения некоторых задач управления полетом ЛА требуются значения _{Б max}, значительно превышающие /4/. Так, для авиационных управляемых ракет /АУР/ на этапе работы стартового двигателя работы целесообразно иметь значение _{Б max} порядка 30^o. В этом случае существенно повышается маневренность АУР за счет газодинамической управляющей силы P_n, являющейся частью силы тяги P стартового двигателя:

P_n=Psin_Б /5/

Сила P_n складывается с аэродинамической управляющей силой Y, которая на этом этапе полета АУР имеет сравнительно невысокое значение вследствие небольшой скорости полета АУР. При _Б 30^o значение P_n составляет половину силы тяги P, существенно увеличивая управляющую силу АУР. В соответствии с /1/ при _крмах 15^o значение _Б 30^o может быть достигнуто лишь при _б 2, что невозможно в прототипе.

С другой стороны, на заключительном этапе наведения самонаводящейся АУР для повышения точности наведения целесообразно создавать необходимую аэродинамическую управляющую силу при _Б=0. В этом случае корпус ракеты не будет совершать быстрых колебаний вокруг центра массы, что позволит устранить синхронную ошибку в управляющем сигнале, которая определяется угловой скоростью этих колебаний. С учетом /1/ значение _Б 0 при _кр0 достигается лишь при K_б 0. Таким образом, для решения рассмотренных задач управления, возникающих при наведении АУР, необходимо в процессе полета изменять значение коэффициента балансировки K_б ракеты в широких пределах от 0 до 2, что невозможно обеспечить в прототипе.

Техническим результатом изобретения является устранение указанных недостатков прототипа, а именно уменьшение потребной мощности рулевых приводов и обеспечение изменения значения коэффициента балансировки ЛА в процессе полета в соответствии с задачами управления при высоком быстродействии в создании управляющей силы.

Указанный технический результат достигается следующим образом. Во-первых, на задней кромке каждой консоли поворотного крыла устанавливается дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность с возможностью ее вращения вокруг оси, параллельной оси вращения консоли поворотного крыла, причем оси дополнительных управляющих аэродинамических поверхностей механически связаны с выходными валами соответствующих рулевых приводов поворотного крыла, а оси консолей поворотного крыла не связаны механически с выходными валами рулевых приводов. Во-вторых, оперение устанавливается на корпусе ЛА с возможностью вращения, и оси консолей оперения механически связаны с выходными валами соответствующих приводов оперения.

Установка на задней кромке каждой консоли поворотного крыла дополнительной управляющей аэродинамической поверхности /ДУАП/, отклоняемой рулевым приводом поворотного крыла, позволяет существенно снизить потребную мощность этого привода. Для доказательства этого положения рассмотрим консоль поворотного крыла /КПК/, которая в исходном положении имеет нулевой угол _кр 0 отклонения относительно корпуса ЛА, совершающего полет с нулевым углом атаки 0. ДУАП, установленная на задней кромке КПК, также имеет нулевой угол d_д 0 отклонения относительно КПК. При отклонении ДУАП рулевым приводом поворотного крыла на угол _д0 появляется угол атаки _д ДУАП

_д= _д-_кр

и ДУАП создает аэродинамическую подъемную силу Y_g, приложенную на расстоянии l_Fg позади оси вращения ДУАП и на расстоянии l_g позади оси вращения КПК. Момент M_шg этой силы относительно оси вращения ДУАП

M_шg=Y_gl_Fg /7/

противодействует моменту M_пр рулевого привода, а моменту M_g силы Y_g относительно оси вращения КПК

M_g=Y_gl_g /8/

вызывает вращение КПК. При _кр0 КПК создает подъемную силу Y_к1, направленную противоположно силе Y_g и приложенную на расстоянии

l_к<l

позади оси вращения КПК. Поэтому сила Y_к1 создает момент относительно оси вращения КПК

M_шк=Y_к1l_к /9/,

направленный противоположно моменту M_g. Вращение ДУАП и КПК прекратится тогда, когда после окончания переходного процесса наступят равенства

M_шg M_пр /10/,

M_шк M_g /11/.

В прототипе, где ось вращения КПК механически связана с выходным валом рулевого привода, вращение КПК прекратится тогда, когда после окончания переходного процесса наступит равенство:

M_шк M_прп /12/,

где M_прп момент, создаваемый рулевым приводом прототипа.

С учетом выражений /10/-/12/ можно записать следующее соотношение:



С учетом выражений /7/ и /8/ выражение /13/ преобразуется к виду:



где l_Fg в несколько раз меньше, чем l_g.

Следовательно, при равных угловых скоростях отклонения ДУАП в предлагаемой аэродинамической схеме и КПК в прототипе потребная мощность рулевого привода поворотного крыла в предлагаемой аэродинамической схеме будет в несколько раз меньше потребной мощности рулевого привода в прототипе.

Установка оперения с возможностью вращения и механическая связь осей консолей оперения с выходными валами соответствующих рулевых приводов оперения позволяет изменять значение коэффициента K_б балансировки ЛА в широких пределах в соответствии с задачами управления. Для доказательства этого рассмотрим исходное состояние предлагаемой аэродинамической схемы, в котором:

=0; _кр=0; _g=0; _o=0 /15/,

где _o- угол отклонения оперения относительно корпуса ЛА. Допустим, что рулевой привод поворотного крыла отклонил ДУАП, установленные на паре консолей поворотного крыла, находящихся в одной плоскости впереди ц.м. ЛА, на угол _д0, после чего:

_кp>0 /16/,

а рулевой привод оперения одновременно отклонил пару консолей оперения, расположенную в той же плоскости позади ц.м. ЛА, в противоположном направлении на угол:

_o <0 /17/

В результате две КПК с учетом установленных на них ДУАП создадут подъемную силу Y_к >0

Y_k= C_yk S_kq_k /18/,

а две консоли оперения создадут подъемную силу Y_к <0o= C_yo S_oq_o /19/,

где C_yk,C_yo- производные по углу атаки коэффициентов подъемной силы поворотного крыла и оперения;

S_k, S_o площади двух КПК и двух консолей оперения;

q скоростной напор;

_k, _o- углы атаки КПК и оперения, определяемые выражениями:



Подъемная сила Y_к, приложенная на плече l_кц впереди ц.м. ЛА и направленная противоположно силе Y_к, также создает опрокидывающий момент:

M_оц Y_кl_оц

Под действием суммы моментов M_кц и M_оц корпус ЛА начнет поворачиваться вокруг своего ц.м. увеличивая свой угол атаки

a>0 /24/

При этом в соответствии с /16/ и /20/ будет увеличиваться _к и согласно /17/ и /21/ уменьшаться /по модулю/ угол атаки оперения _o. При

>|_o| /25/

угол атаки оперения поменяет знак, направление силы Y_о /19/ изменится на противоположное, и эта сила будет создавать относительно ц.м. ЛА восстанавливающий момент M_оц /23/. В процессе дальнейшего увеличения сила Y_о и восстанавливающий момент M_оц /23/ этой силы будут увеличиваться, а сила Y_к /18/ и создаваемый ею опрокидывающий момент M_кц /22/ начнут уменьшаться при

a_к>_{к крит} /26/,

где _{к крит}- критический угол атаки консолей поворотного крыла.

Очевидно, что при некотором значении , при котором выполняется условие /26/, можно обеспечить равенство моментов M_кц /22/ и M_оц /23/, т.е. балансировку ЛА, причем это значение a_Б будет достаточно большим, при котором решается задача увеличения управляющей силы ЛА за счет газодинамической составляющей P_n /5/ этой силы. При этом достигается большое значение коэффициента балансировки K_б /1/.

Рассмотрим далее случай, когда при исходном положении /15/ рулевой привод поворотного крыла отклонил две КПК на угол _кр /16/, а рулевой привод оперения отклонил пару консолей оперения на угол _o в том же направлении:

_o>0 /27/

При этом создаются силы Y_к /18/ и Y_о /19/ одного направления. Сила Y_к создает относительно ц.м. ЛА опрокидывающий момент M_кц /22/, а сила Y_о создает восстанавливающий момент M_оц /23/, направленный противоположно моменту M_кц. Очевидно, что за счет соответствующих значений _кр /16/ и _o /27/ можно достичь равенства моментов M_кц и M_оц, вследствие чего корпус ЛА не будет поворачиваться вокруг своего ц. м. сохраняя 0, в то время как создается управляющая сила Y

Y Y_к + Y_о /28/

Сущность изобретения поясняется конструктивной схемой, где обозначено: 1 -корпус крестокрылого ЛА; 2 консоли поворотного крыла; 3 консоли оперения; 4 дополнительные управляющие аэродинамические поверхности; 5 выходной вал; 6 привод поворотного крыла; 7 поводок; 8 ведущий ролик; 9 -трос; 10 - ось консоли поворотного крыла; 11 промежуточный ролик; 12 ведомый ролик; 13 ось консоли оперения; 14 выходной вал рулевого привода оперения; 15 - рулевой привод оперения; 16 поводок. Кроме того, на фиг. 1 обозначено: l_Fg расстояние от точки приложения аэродинамической силы Y_g, создаваемой дополнительной аэродинамической поверхностью 4, до оси вращения этой поверхности; l_g расстояние между осью вращения дополнительной управляющей аэродинамической поверхности 4 и осью вращения консоли 2 поворотного крыла; l_к расстояние от точки приложения аэродинамической силы Y_к1, создаваемой консолью 2 поворотного крыла, до оси вращения этой консоли; l_кц расстояние от точки приложения силы Y_к, создаваемой парой консолей 2 поворотного крыла, до центра массы ЛА; l_оц расстояние от точки приложения аэродинамической силы Y_о, создаваемой парой консолей 3 оперения, до центра массы ЛА.

Устроена предлагаемая аэродинамическая схема ЛА следующим образом. На корпусе 1 ЛА установлены консоли 2 поворотного крыла с возможностью их вращения относительно корпуса 1. По другую сторону от центра массы ЛА на корпусе 1 ЛА установлены консоли оперения 3 с возможностью их вращения относительно корпуса 1. На задней кромке каждой консоли 2 поворотного крыла установлена дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность 4 с возможностью вращения относительно консоли 2 поворотного крыла. Ось каждой дополнительной управляющей аэродинамической поверхности 4 механически связана с выходным валом 5 рулевого привода 6 поворотного крыла. Эта связь осуществляется следующим образом. Выходной вал 5 шарнирно соединен с поводком 7, который скреплен с ведущим роликом 8, установленным в корпусе 1 ЛА с возможностью вращения. Через ведущий ролик 8 перекинут трос 9, который через полую ось 10 консоли поворотного крыла и промежуточные ролики 11 проходит к ведомому ролику 12, скрепленному с дополнительной управляющей аэродинамической поверхностью 4. Ось 13 каждой консоли оперения механически связана с выходным валом 14 рулевого привода 15 оперения с помощью поводка 16, скрепленного с осью 13 и шарнирно соединенного с выходным валом 14.

Работает предложенная аэродинамическая схема следующим образом. Пусть в исходном состоянии угол атаки a корпуса 1, углы d_кр,_g,_o отклонения соответственно консолей 2 поворотного крыла, дополнительных управляющих аэродинамических поверхностей 4 и оперения 3 равны нулю /15/. В некоторый момент времени от системы управления ЛА поступает управляющий сигнал U_вх, в соответствии с которым работают рулевой привод 6 поворотного крыла и рулевой привод 15 оперения. При этом выходной вал 5 привода 6 перемещается и поворачивает поводок 7 и скрепленный с ним ведущий ролик 8, промежуточные ролики 11 и ведомый ролик 12, приводит к повороту ведомого ролика 12 и скрепленной с ним дополнительной управляющей поверхности 4. В результате дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность повернется на угол _д0, вследствие чего создается аэродинамическая сила Y_g и моменты этой силы M_шg /7/ и M_g /8/. Под действием момента M_g /8/ начнет поворачиваться консоль 2 поворотного крыла на угол _кр0, вследствие чего создаются аэродинамическая сила Y_к1 и момент этой силы M_шк /9/. По окончании переходного процесса дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность 4 и консоль 2 поворотного крыла, на которой эта поверхность установлена, будут отклонены на такие углы _g10 и _кр10, при которых выполняются равенства /10/ и /11/, где M_пр момент, который создает привод 6 в соответствии с входным сигналом U_вх. Аналогичным образом, на угол _кр2= _кр1 поворачивается вторая консоль 2 поворотного крыла, расположенная в той же плоскости, что и рассмотренная консоль 2 поворотного крыла. Управляющая сила Y_к /18/ этих двух консолей 2 поворотного крыла создает опрокидывающий момент M_кц /22/ относительно центра массы ЛА. Одновременно в соответствии с сигналом U_вх рулевой привод 15 оперения через поводок 16 поворачивает на угол _o0 две консоли 3 оперения, расположенные в той же плоскости, что и рассмотренные консоли 2 поворотного крыла. Если необходимо сбалансировать ЛА на большом угле /атаки/ его корпуса 1, то рулевой привод 15 поворачивает эти консоли 3 на угол d_o, имеющий знак, противоположный знаку угла отклонения _кр консолей 2 поворотного крыла. В результате на консолях 3 оперения создается аэродинамическая сила Y_о /19/, которая создает относительно ц.м. ЛА опрокидывающий момент M_оц /23/. Под действием суммы опрокидывающих моментов M_кц /22/ и M_оц /23/ корпус 1 ЛА начинает поворачиваться вокруг ц.м. что приведет к появлению угла атаки 0 корпуса 1 ЛА. Вследствие этого будут изменяться углы атаки _к /20/ консолей 2 поворотного крыла и _o /21/ оперения 3. При выполнении условия /25/ угол атаки _o оперения 3 поменяет знак, изменится направление силы Y_о /19/, и момент M_оц /23/ этой силы станет восстанавливающим, возрастая при дальнейшем увеличении . С ростом a при выполнении условия /26/ значение момента M_кц /22/ будет уменьшаться. В результате при некотором достаточно большом значении a_Б наступит равенство противоположно направленных моментов M_кц /22/ и M_оц /23/, и после окончания переходного процесса корпус 1 ЛА сбалансируется при этом значении _Б.

Если необходимо сбалансировать корпус 1 ЛА на нулевом угле атаки 0, то рулевой привод 15 отклонит консоли 3 оперения на такой угол d_o0 того знака, что и угол _кр0 отклонения консолей 2 поворотного крыла, при котором восстанавливающий момент M_оц /23/ станет равным опрокидывающему моменту M_кц /22/. При соблюдении равенства моментов M_кц и M_оц в процессе отклонения консолей 2 поворотного крыла и консолей 3 оперения на соответствующие углы суммарный момент, действующий на корпус 1 ЛА, будет равен нулю, и угол атаки корпуса 1 останется неизменным 0, причем будет создаваться аэродинамическая управляющая сила /28/.

Для проверки достижения целей изобретения был проведено математическое моделирование процесса отклонения консоли 2 поворотного крыла с помощью ДУАП 4. В математической модели этого процесса учитывались выражения /6/-/11/, выражения для сил Y_g и Y_о, также система восьми нелинейных дифференциальных уравнений первого порядка, описывающих работу газового рулевого привода 6 и динамику вращения КПК 2 и ДУАП 4. Математическое моделирование проводилось для сверхзвукового режима полета ЛА при двух значениях скоростного напора q₁=44500 Hм^-2 и q₂=144500 Hм^-2 и следующих исходных данных C^a_ук=1,25; C^a_уд= 2,75,, l_Fg 0,003 м, l_g 0,312 м; l_k 0,045 м; S_g 0,006 м²; 0,0833 м², S_g и площади ДУАП 4 и КПК 2. Моделирование показало, что при соответствующем устройстве рулевого привода 6 отклонение ДУАП 4 на угол _д 0,3 обеспечивает отклонение КПК 2 на угол _кр 0,145, причем постоянная времени Т_к отклонения КПК 2 составляет:

Т_к 0,04-0,08 с,

т. е. обеспечивается высокое быстродействие в создании управляющей силы предлагаемой аэродинамической схемой. При этом потребная мощность привода 6 почти в 48 раз меньше той мощности, которую должен был развивать этот привод, если бы его выходной вал 5 был механически связан непосредственно с осью 10 КПК, как это имеет место в прототипе. Полученный результат примерно вдвое отличается от того, который дает выражение /14/ при рассмотренных исходных данных. Это объясняется тем, что выражение /14/ получено при условии равенства угловой скорости вращения ДУАП 4 в предлагаемом изобретении и угловой скорости вращения КПК 2 в прототипе. В то же время моделирование показало, что максимальная угловая скорость вращения ДУАП 4 примерно в два раза превышает максимальную угловую скорость вращения КПК 2 в прототипе.

Для подтверждения возможности балансировки ЛА при K_б 0 и при больших значениях K_б были проведены расчеты по алгоритму /16/-/27/ при следующих исходных данных: S_к 0,16 м², S_о 0,016 м²; l_кц 0,1 м; l_оц 1 м; C_уo 2;



При отклонении двух консолей 2 поворотного крыла на угол _кр 0,2, и двух консолей 3 оперения на угол _o -0,4 равенство моментов M_кц /22/ и M_оц /23/, при котором достигается балансировка корпуса 1 ЛА, наступает при 0,52-29,8^o. В этом случае

K_б = 0,52/0,2 = 2,6

Если же две консоли 2 поворотного крыла и две консоли 3 оперения поворачиваются в одном направлении, то балансировка корпуса 1 ЛА при нулевом угле атаки, т.е. при K_б = 0, осуществляется в том случае, если выполняется соотношение

_o=0,62_кр

Таким образом, проведенные расчеты подтверждают возможность реализации цели изобретения.