аэродинамический руль (варианты)

Формула изобретения

1. Аэродинамический руль, состоящий из крыла и поворотного закрылка, ось которого расположена вдоль задней кромки крыла, отличающийся тем, что закрылок выполнен в виде пространственной рамки, две противоположные пластины которой расположены с двух сторон относительно плоскости симметрии профиля крыла и установлены с зазором относительно его поверхностей, а две другие образуют боковые стойки, связанные с осью закрылка.

2. Аэродинамический руль, состоящий из крыла и поворотного закрылка, ось которого расположена вдоль задней кромки крыла, отличающийся тем, что закрылок выполнен в виде полого цилиндра со сквозным осевым продольным пазом, при этом ось цилиндра расположена в плоскости симметрии профиля крыла по оси закрылка, связанной с основаниями цилиндра, а ширина паза больше максимальной толщины профиля крыла.

3. Аэродинамический руль, состоящий из крыла и поворотного закрылка, ось которого расположена вдоль задней кромки крыла, отличающийся тем, что закрылок выполнен в виде усеченного с полюсов параллельными плоскостями полого шара, установленного на оси, проходящей через его полюса параллельно плоскостям сечений, при этом диаметр внутренней окружности передней кромки закрылка больше максимальной толщины профиля крыла.

Описание изобретения к патенту

Изобретения относятся к области ракетостроения и могут быть использованы в качестве аэродинамических рулей управляемого снаряда (УС) или ракеты, обеспечивающих их управляемость и устойчивость на траектории полета.

В настоящее время в качестве аэродинамических рулей УС и ракет широко применяются поворотные рули различной формы в плане /1/, обеспечивающие управляемость и устойчивое движение УС как при низких дозвуковых, так и при высоких сверхзвуковых скоростях 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 аэродинамическими рулями.

Так как создаваемые поворотными рулями аэродинамические усилия возрастают пропорционально квадрату скорости полета, перед разработчиками особенно остро стоит задача обеспечения управляемости УС и ракет в дозвуковом диапазоне полетных скоростей, где управляющие усилия аэродинамических рулей минимальны. Поэтому потребные управляющие усилия при низких скоростях полета определяют необходимую площадь и угол поворота руля. При этом угол отклонения руля ограничен значениями 5...25^o в зависимости от формы в плане (при больших углах отклонения аэродинамическая эффективность поворотных рулей резко снижается), а хорду и размах руля выбирают с учетом конструктивных и габаритных ограничений (например, калибр и длина отсека управления УС - для рулей, складывающихся в корпус УС, калибр и диаметр пускового контейнера ракеты - для нескладывающихся рулей).

Таким образом, задача увеличения управляющих усилий УС и ракет с поворотными аэродинамическими рулями решается за счет увеличения площади рулей, что приводит к возрастанию действующего на них шарнирного аэродинамического момента и, соответственно, к возрастанию нагрузки на рулевой привод, увеличение мощности которого обусловливает увеличение его габаритов и, следовательно, ухудшение габаритно-массовых характеристик УС и ракет.

Еще во времена зарождения самолетостроения в конструкциях самолетов применялся руль, состоящий из крыла и поворотного закрылка с осью, расположенной вдоль задней кромки крыла /2/, который наиболее близок к заявляемым устройствам по совокупности существенных признаков (прототип). Этот руль в различных конструктивных исполнениях широко используется в УС и ракетах /3/. При дозвуковых скоростях полета с отклонением закрылка связано появление не только подъемной (управляющей) силы на нем самом, но и на расположенной перед ним неподвижой несущей поверхности, на которую распространяются возмущения от закрылка. Поэтому такие аэродинамические рули весьма эффективны даже при относительно небольшой площади. При сверхзвуковых скоростях обратное воздействие закрылка на неподвижную поверхность отсутствует и управляющее усилие, увеличиваясь с возрастанием скоростного напора, создается только закрылком, что является благоприятным фактором с точки зрения обеспечения устойчивости УС и ракет.

Однако решение задачи увеличения аэродинамических управляющих усилий в этом руле за счет увеличения площади (хорды или размаха) и угла отклонения закрылка также не всегда целесообразно: из-за консольного расположения закрылка на оси вращения существенно возрастает аэродинамический шарнирный момент на закрылок, т.е. возрастает нагрузка на рулевой привод. Это, как и в случае поворотного аэродинамического руля, влечет за собой увеличение мощности, а следовательно, габаритов рулевого привода, что ухудшает габаритно-массовые характеристики УС и ракет.

Задачей настоящего изобретения (его вариантов) предполагается повышение эффективности аэродинамического управления УС и ракетами при снижении аэродинамической нагрузки на рулевой привод.

Все варианты заявляемого аэродинамического руля аналогично известному устройству состоят из крыла и поворотного закрылка, ось которого расположена вдоль задней кромки крыла, и отличаются от прототипа и между собой выполнением закрылка.

Первый вариант заявляемого аэродинамического руля отличается тем, что закрылок выполнен в виде пространственной рамки. Две противоположные пластины рамки расположены с двух сторон относительно плоскости симметрии профиля крыла и установлены с зазорами относительно его поверхностей, а две другие - образуют боковые стойки, связанные с осью закрылка. При этом передние кромки пластин установлены на уровне задней кромки крыла.

Второй вариант заявляемого аэродинамического руля отличается тем, что закрылок выполнен в виде полого цилиндра со сквозным осевым продольным пазом. Ось цилиндра расположена в плоскости симметрии профиля крыла по оси закрылка, связанной с основаниями цилиндра. Ширина паза выполнена большей максимальной толщины профиля крыла. При этом совпадающие с образующей цилиндра кромки паза расположены со стороны крыла на уровне его задней кромки.

Третий вариант заявляемого аэродинамического руля отличается тем, что закрылок выполнен в виде усеченного с полюсов параллельными плоскостями полого шара, установленного на оси, проходящей через его полюса параллельно плоскостям сечений. При этом передняя кромка закрылка образована внешней и внутренней окружностями одного из сечений и расположена на уровне задней кромки крыла, а диаметр внутренней окружности передней кромки закрылка больше максимальной толщины профиля крыла.

На фиг. 1, 2, 3 представлена конструкция первого варианта аэродинамического руля, установленного на корпусе УС. При этом на фиг.1 изображен вид со стороны задней кромки закрылка (с донной части УС); на фиг.2 - разрез А-А по хорде аэродинамического руля, а на фиг.3 - вид аэродинамического руля в плане.

На фиг. 4, 5, 6 представлена конструкция второго варианта аэродинамического руля с видами и разрезом, аналогичными изображенным соответственно на фиг.1, 2, 3.

Такие же виды и разрез поясняют конструкцию третьего варианта аэродинамического руля на фиг.4, 5, 6 соответственно.

В первом варианте аэродинамического руля на корпусе 1 УС закреплено неподвижное крыло 2, вдоль задней кромки которого на оси установлен закрылок 3, выполненный в виде пространственной рамки. Двустороннее обтекание пластин (несущих поверхностей) закрылка 3 обеспечивается наличием зазоров между его пластинами и поверхностями крыла 2. Боковые пластины рамки образуют стойки, с которыми связана ось закрылка 3. Управляющая подъемная сила создается при повороте закрылка 3 относительно крыла 2. Для обеспечения поворота закрылка 3 на боковых стойках в зоне их возможного контакта с задней кромкой крыла 2 выполнены местные выемки (как вариант конструктивного выполнения возможно образование местных выемок (газов) и на задней кромке крыла 2).

В таблице представлены аэродинамические характеристики заявляемого аэродинамического руля (первый вариант), полученные при испытании модели УС в аэродинамической трубе. Принятые в таблице обозначения: М - число Маха; C_y - коэффициент подъемной силы; m_ш - коэффициент шарнирного момента; _з - угол отклонения закрылка; - угол атаки модели.

Испытуемая модель представляла установленное на цилиндрическом корпусе прямоугольное крыло с симметричным профилем толщиной с=12% и расположением максимальной толщины x_с= 31%. Удлинение крыла =3. Закрылок, выполненный в виде пространственной рамки с относительной хордой b₃=0,2, располагался по всему размаху крыла. Ось вращения закрылка располагалась на расстоянии от передней кромки, равном 26% от его хорды.

Расчет коэффициента подъемной силы C_y для известного руля с закрылком проведем по зависимостям, приведенным в /3/, где для прямоугольного руля удлинением = 5 при угле атаки =0^o, относительной хорде закрылка b₃=0,2, расположенного по всему размаху руля, имеем C_y=1,75. Для руля с удлинением =3 в соответствии с /4/ определяем C_y = 1,75 0,78=1,37.

Учитывая расхождение теоретических значений с экспериментальными /5/, введем коэффициент k₃=1,1 и окончательно получим C_y=1,371,1=1,51.

Для оценки коэффициента шарнирного момента известного руля с закрылком используем экспериментальные данные, приведенные в /6/, где для закрылка с осевой компенсацией S_ок=0,26 и профилем носка, "окружность", при угле отклонения _з= 9^o находим: m_ш=0,0175 при М=0,3; m_ш=0,0190 при М=0,7; m_ш=0,0320 при М= 0,8. Экстраполяцией зависимости m_ш = f(М) для _з=9^o, определяем: m_ш= 0,0183 при М=0,5.

Сравнивая результаты, полученные для известного руля с закрылком, с результатами экспериментальных исследований заявляемого аэродинамического руля, имеем, что коэффициент подъемной силы заявляемого аэродинамического руля ~ в 1,5 раза больше, а коэффициент шарнирного момента меньше более чем на порядок.

Кроме того, результаты аэродинамических испытаний моделей УС с заявляемыми аэродинамическими рулями показали, что максимальное значение управляющей подъемной силы для всех трех вариантов достигается при выполнении передней кромки закрылка 3 на уровне задней кромки неподвижного крыла 2. Наличие зазора между этими кромками приводит к снижению взаимовлияния (интерференции) крыла 2 и закрылка 3, а размещение передних кромок закрылков 3 над поверхностями крыла 2 ухудшает условия обтекания несущих поверхностей закрылка 3.

Во втором варианте аэродинамического руля управляющая подъемная сила создается за счет углового отклонения закрылка 3, выполненного в виде вскрытого продольным пазом полого цилиндра, что обеспечивает обтекание воздушным потоком его внутренних поверхностей. Совмещение оси вращения закрылка 3 с осью цилиндра обеспечивает близкое к нулю значение коэффициента шарнирного момента, так как равнодействующая всех аэродинамических сил, распределенных по обтекаемым поверхностям закрылка, в данном случае приложена к его оси. Расположение оси вращения закрылка 3 в плоскости симметрии профиля крыла обеспечивает равенство величины управляющих аэродинамических сил, создаваемых при отклонении закрылка 3 в разные стороны на один и тот же угол. Выполнение паза шириной, большей максимальной толщины профиля крыла, способствует обтеканию несущих поверхностей закрылка 3 менее возмущенным потоком. Как и в первом варианте устройства, для обеспечения поворота закрылка 3 на основаниях цилиндра в зоне их возможного контакта с задней кромкой крыла 2 выполнены местные выемки.

Однако по сравнению с первым второй вариант аэродинамического руля имеет больший габарит в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии профиля аэродинамического руля (диаметр цилиндра, образующего закрылок, больше, чем расстояние между несущими планами бипланной пространственной рамки аэродинамического руля первого варианта), так как при большой вогнутости обтекаемых поверхностей цилиндрического закрылка (малом диаметре цилиндра) происходит срыв потока, который уменьшает управляющую подъемную силу руля.

В третьем варианте устройства, где закрылок 3 выполнен в виде вскрытого с двух противоположных сторон полого шара, коэффициент шарнирного момента также близок к нулю, так как равнодействующая всех аэродинамических сил, распределенных по обтекаемым поверхностям закрылка, приложена к центру шара. С целью обеспечения поворота закрылка 3 на его передней кромке в зоне возможного контакта с задней кромкой крыла 2 выполнены местные выемки.

Но для обеспечения эффективного управления в этом аэродинамическом руле (для предотвращения срывов потока, как и во втором варианте) необходим шар с большим габаритным размером (диаметром).

Исходя из указанных габаритных ограничений, области применения каждого варианта аэродинамического руля можно определить следующим образом:

первый вариант аэродинамического руля целесообразно применять в УС, где требуется складывание рулей в корпус УС;

второй вариант аэродинамического руля - для запускаемых из контейнера управляемых ракет, у которых при складывании аэродинамических рулей допустимо размещать в корпусе только неподвижное крыло 2, а закрылок 3 в сложенном вперед на 90^o положении допустимо разместить между корпусом ракеты и стенкой контейнера (например, для ракет, корпус отсека управления которых имеет меньший диаметр);

третий вариант аэродинамического руля предназначен для управляемых ракет с нескладывающимися рулями.

Таким образом, применение рассмотренных аэродинамических рулей обеспечивает решение поставленной задачи и для каждого варианта определяется габаритными ограничениями и конструктивными требованиями, предъявляемыми при конкретной разработке УС или управляемой ракеты.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Н.Ф. Краснов, В.Н. Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. М.: Высшая школа, с. 75, 76 (рис. 1.9.1а).

2. Б. Н. Юрьев. Экспериментальная аэродинамика. Оборонгиз, 1939, с. 194-197 (фиг.160, 161, 164).

3. Н.Ф. Краснов, В.Н. Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. М. : Высшая школа, с. 1.9.3. (рис. 1.9.3.), с. 83 (Рис. 1.9.10), с.108 (рис. 1.127).

4. Руководство для конструкторов самолетов и крылатых ракет. Том 1, выпуск 5, издание бюро научной информации ЦАГИ, 1965, с.23 (фиг.1.43).

5. Там же, с. 24 (фиг.1.46).

6. Там же, с. 24 (11-14 строки сверху).

7. Руководство для конструкторов самолетов и крылатых ракет. Том 1, выпуск 14, издательский отдел ЦАГИ, 1968, с. 45 (фиг.15.1).