малогабаритный летательный аппарат с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями

Формула изобретения

Малогабаритный летательный аппарат, содержащий фюзеляж, аэродинамические поверхности и хвостовое оперение, отличающийся тем, что аэродинамические поверхности установлены на фюзеляже в районе центра масс летательного аппарата с возможностью вращения относительно продольной оси летательного аппарата и выполнены в виде двух закрепленных на узле вращения аэродинамических крыльев, симметрично расположенных относительно продольной оси летательного аппарата и не лежащих в одной плоскости.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к конструктивным и аэродинамическим элементам летательных аппаратов (ЛА), в частности к элементам выполнения аэродинамических поверхностей ЛА для осуществления стабилизации малогабаритного летательного аппарата в плоскости траектории и управления малогабаритным летательным аппаратом при полете по баллистической траектории.

Изобретение может быть использовано в устройствах малогабаритных летательных аппаратов, применяемых для индивидуальной защиты основного носителя, где выделяется ограниченная масса на устройства стабилизации, например, в устройствах маневрирующих малогабаритных ложных целей, передатчиков помех одноразового применения, отделяемых от основного носителя и совершающих полет по баллистической траектории.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому устройству является летательный аппарат (Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. Оборонгиз, 1962, с.147), содержащий фюзеляж, аэродинамические поверхности и хвостовое оперение, закрепленные на фюзеляже. Аэродинамические поверхности выполнены в виде двух крыльев, симметрично расположенных относительно продольной оси летательного аппарата и лежащих в одной плоскости.

Недостатком известного устройства является неопределенность положения аэродинамических поверхностей в пространстве, возникающая за счет возмущающего аэродинамического момента по крену при отделении ЛА от носителя. Это не позволяет использовать площадь аэродинамических поверхностей для управления полетом малогабаритных летательных аппаратов, тем самым снижается эффективность применения малогабаритных летательных аппаратов.

Задача, на решение которой направлено заявляемое устройство, состоит в устранении неопределенности положения аэродинамических поверхностей малогабаритного летательного аппарата в пространстве, возникающей за счет возмущающего аэродинамического момента по крену при отделении малогабаритного ЛА от носителя и создании ориентированной подъемной силы с использованием этих же аэродинамических поверхностей в плоскости траектории полета для управления полетом летательного аппарата.

Технический результат заключается в повышении эффективности применения малогабаритного летательного аппарата за счет обеспечения самостабилизации положения аэродинамических поверхностей относительно фюзеляжа и создания ориентированной подъемной силы с использованием этих же аэродинамических поверхностей в плоскости траектории полета для управления полетом летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что на малогабаритном летательном аппарате, содержащем фюзеляж, аэродинамические поверхности и хвостовое оперение, аэродинамические поверхности установлены на фюзеляже в районе центра масс летательного аппарата с возможностью вращения относительно продольной оси летательного аппарата и выполнены в виде двух установленных на узле вращения аэродинамических крыльев, симметрично расположенных относительно продольной оси летательного аппарата и не лежащих в одной плоскости.

За счет установки аэродинамических поверхностей под углом друг к другу при крене ЛА возникает стабилизирующий момент в плоскости крена, направленный в сторону противоположную крену.

За счет установки аэродинамических поверхностей на фюзеляже ЛА с использованием узла вращения относительно продольной оси ЛА снижается величина аэродинамического момента, при котором происходит самостабилизация блока аэродинамических поверхностей, так как в этом случае происходит стабилизация не всего летательного аппарата, а лишь аэродинамических поверхностей относительно фюзеляжа летательного аппарата, установленных на узле вращения.

За счет установки аэродинамических поверхностей под углом к продольной оси летательного аппарата создаются аэродинамические подъемные силы, корректирующие траекторию полета летательного аппарата в плоскости стрельбы, тем самым повышается эффективность применения малогабаритных летательных аппаратов.

Существо предлагаемого изобретения заключается в следующем. Предлагается стабилизировать не весь малогабаритный летательный аппарат, а лишь аэродинамические поверхности, установленные на его фюзеляже с возможностью вращения вокруг продольной оси малогабаритного летательного аппарата. Одновременно те же аэродинамические поверхности предлагается использовать для создания ориентированно направленной аэродинамической силы с целью коррекции траектории полета малогабаритного летательного аппарата.

На фиг.1 представлен заявляемый малогабаритный летательный аппарат с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями.

На фиг.2 представлен вариант применения малогабаритного летательного аппарата с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями.

На фиг.3 представлен вид малогабаритного летательного аппарата со стороны носовой части и показан принцип самостабилизации предложенных аэродинамических поверхностей.

Представленный на фиг.1 малогабаритный летательный аппарат с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями содержит фюзеляж 1, на котором установлен узел вращения 2 с закрепленными на нем аэродинамическими поверхностями 3, и хвостовое оперение 4. Узел вращения 2 представляет собой подшипник качения или скольжения, установленный на фюзеляже 1 летательного аппарата в районе центра масс 5 летательного аппарата с возможностью вращения относительно продольной оси 6 летательного аппарата. Аэродинамические поверхности 3 выполнены в виде двух аэродинамических крыльев, закрепленных на узле вращения 2. При этом крылья 3 расположены симметрично относительно продольной оси летательного аппарата 6 и не лежат в одной плоскости. В зависимости от положения относительно продольной оси 6 летательного аппарата крылья 3 могут создавать положительную или отрицательную подъемную силу.

Устройство работает следующим образом. В процессе отделения летательного аппарата 7 от носителя 8 и его полета вблизи носителя 8 по баллистической траектории 9 за счет скосов потока от носителя, скольжения ЛА или производственных отклонений изготовления элементов ЛА на летательный аппарат действует момент крена М_ВОЗМ, приводящий к повороту летательного аппарата относительно продольной оси 6 (см. фиг.1, 3). После отделения ЛА 7 движется по баллистической траектории 9 (см. фиг.2а). При движении по баллистической траектории 9 скорость ЛА имеет горизонтальную V_Г и вертикальную V_В составляющие (см. фиг.2а). Под действием вертикальной составляющей скорости V_В возникают аэродинамические силы, приложенные в центре давления к левой F_КЛ и к правой F_КП аэродинамическим поверхностям 3 (см. фиг.3).

Величины аэродинамических сил, приложенные к аэродинамическим поверхностям 3, определяется по формулам (С.П.Киселев. Физические основы аэродинамики ракет. Военное издательство Министерства Обороны СССР, М., 1976, с.45).

где C_x - коэффициент лобового сопротивления аэродинамической поверхности;

- плотность воздуха;

S_КЛ, S _КП - площади левой и правой аэродинамических поверхностей;

V_Г - вертикальная составляющая скорости полета малогабаритного летательного аппарата;

_КЛ - угол между вертикалью и плоскостью левой аэродинамической поверхности;

_КП - угол между вертикалью и плоскостью правой аэродинамической поверхности.

При действии возмущающего момента в направлении, приведенном на фиг.3, величина аэродинамической силы F_КЛ всегда больше F_КП. Благодаря наличию разности аэродинамических сил F_КЛ-F_КП возникает результирующий стабилизирующий аэродинамический момент М _СТАБ (см. фиг.3), величина которого определяется по формуле (И.Н.Бронштейн и К.А.Семендяев. Справочник по математике. Издательство "Наука", М., 1965).

М_СТАБ =F_КЛ·L-F_КП·L=M_КП-М _КП,

где L - расстояние от центра давления аэродинамической поверхности 3 до продольной оси 6 летательного аппарата.

Результирующий стабилизирующий аэродинамический момент М_СТАБ всегда действует в направлении, противоположном действию возмущающего момента крена M_ВОЗМ (см. фиг.3). За счет разности моментов М_КЛ-М_КП аэродинамические поверхности 3 повернутся в узле вращения 2 на такой угол, при котором выполняется равенство М_КЛ=М_КП. Аналогичным образом происходит стабилизация аэродинамических поверхностей 3 в плоскости траектории полета ЛА при действии возмущающего момента в противоположном приведенному на фиг.2 направлению.

После окончания переходных процессов аэродинамические поверхности 3 ориентируются симметрично относительно вертикальной составляющей скорости полета. Это явление может быть использовано для создания ориентированной подъемной силы в плоскости траектории полета (положительной или отрицательной), необходимой для осуществления управления летательным аппаратом в плоскости траектории. Вариант применения малогабаритного летательного аппарата с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями приведен на фиг.2б, а на фиг.2а - вариант применения прототипа. Из сравнения приведенных на фиг.2 траекторий полета прототипа и предлагаемого изобретения следует, что траектория полета малогабаритного летательного аппарата с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями (см. фиг.2б) проходит ближе к траектории полета носителя 8, чем траектория полета прототипа (см. фиг.2а). Этим достигается повышение эффективности применения малогабаритных летательных аппаратов с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями по сравнению с прототипом.

В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации совокупность признаков, характеризующих предлагаемый малогабаритный ЛА с самостабилизирующимся аэродинамическими поверхностями, не обнаружена. Таким образом, предлагаемое изобретение соответствует критерию охраноспособности "новое".

На основании сравнительного анализа предложенного технического решения с известным уровнем техники по источникам научно-технической и патентной литературы можно утверждать, что между совокупностью признаков, в том числе и отличительных, и выполняемых ими функций и достигаемых целей существует неочевидная причинно-следственная связь. На основании вышеизложенного можно сделать вывод о том, что техническое решение не следует явным образом из уровня техники и, следовательно, соответствует критерию "изобретательский уровень".

Предлагаемое техническое решение отличается простотой конструкции и может найти применение при создании малогабаритных маневрирующих ложных целей и передатчиков помех, отделяемых от носителя и летящих по баллистическим траекториям. Таким образом, предлагаемое изобретение соответствует критерию охраноспособности "промышленно применима".