РУЛЕВОЙ ПРИВОД УПРАВЛЯЕМОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ Российский патент 1997 года по МПК B64C9/10 

Изобретение относится к области рулевых приводов управляемых аэродинамических поверхностей (аэродинамические рули, поворотный стабилизатор, поворотное крыло и т.д.) летательного аппарата (ЛА) и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих ЛА.

Известен рулевой привод управляемой аэродинамической поверхности (УАП) (Бадягин А. А. и др. Проектирование самолетов, М. Машиностроение, 1972 г. стр. 460, 461, рис. 19, 32), который содержит рычаг управления (РУ), связанный с УАП механической проводкой.

Недостаток этого привода состоит в том, что он не обеспечивает отклонение УАП на необходимые углы при больших сверхзвуковых скоростях полета ЛА из-за больших усилий на РУ, возникающих вследствие большого шарнирного момента УАП на этих скоростях.

Известен также рулевой привод УАП (заявка Франции N 2600035, кл. B 64 C 9/10, 1987), который содержит РУ, дополнительную управляемую аэродинамическую поверхность (ДУАП), установленную на УАП в районе ее задней кромки с возможностью вращения вокруг оси, параллельной оси вращения УАП, и механическую проводку от РУ к ДУАП, причем выходной рычаг этой проводки шарнирно соединен с ДУАП и установлен в корпусе ЛА на некотором расстоянии от оси вращения УАП с возможностью вращения относительно корпуса ЛА. Недостатком этого привода является неустойчивость в его работе на малых дозвуковых скоростях полета ЛА.

Прототипом заявленного изобретения следует считать рулевой привод УАП (заявка Франции N 2600035, кл. B 64 C 9/10, 1987), который содержит РУ, ДУАП, установленную на УАП в районе ее задней кромки с возможностью вращения вокруг оси, параллельной оси вращения УАП, и механическую проводку от РУ к ДУАП.

Кроме того, в прототипе выходной рычаг механической проводки от РУ к ДУАП шарнирно соединен с ДУАП и установлен в корпусе ЛА на некотором расстоянии от оси вращения УАП с возможностью вращения относительно корпуса ЛА.

Недостатком прототипа является неустойчивость в его работе на малых дозвуковых скоростях полета ЛА, что проявляется в незатухающих колебаниях УАП с довольно большой амплитудой. Одной из причин этого является то, что в прототипе нет внешних отрицательных обратных связей по отклонению УАП, и для отклонения УАП на угол Φ_p, соответствующий заданному углу Φ_тз отклонения ДУАП, используется только внутренняя отрицательная обратная связь по шарнирному моменту УАП. На малых дозвуковых скоростях полета ЛА шарнирный момент УАП мал и не обеспечивает устойчивой работы привода. Другая причина неустойчивой работы прототипа заключается в том, что выходной рычаг механической проводки, который отклоняет ДУАП при повороте РУ, установлен в корпусе ЛА так, что ось его вращения расположена позади оси вращения УАП. Это приводит к следующему. Пусть в результате поворота РУ выходной рычаг повернулся на некоторый угол и повернул ДУАП на угол Φ_т по часовой стрелке, после чего остается неподвижным. На ДУАП возникает подъемная сила V_т, направленная вверх. Под действием момента М_т этой силы относительно оси вращения УАП она будет поворачиваться против часовой стрелки, перемещая ось вращения ДУАП вверх. Так как точка шарнирного соединения ДУАП с выходным рычагом остается неподвижной, то ДУАП повернется на дополнительный угол ΔΦ_т по часовой стрелке. Таким образом, отклонение УАП вызывает дополнительное отклонение ДУАП в сторону увеличения отклонения УАП, т.е. имеет место положительная обратная связь, что приводит к неустойчивой работе прототипа.

Целью данного изобретения является устранение указанного недостатка прототипа, а именно обеспечение устойчивой работы привода с ДУАП во всем широком диапазоне скоростей и высот полета ЛА.

Указанная цель достигается тем, что в рулевой привод дополнительно введены пружина и демпфер, установленные на корпусе ЛА и механически связанные с УАП, а на выходе механической проводки из корпуса ЛА к ДУАП эта проводка проложена вдоль оси вращения УАП. Пружина создает внешнюю отрицательную обратную связь по положению УАП, демпфер колебаний УАП создает внешнюю отрицательную обратную связь по угловой скорости вращения УАП, а прокладка механической проводки от РУ к ДУАП вдоль оси вращения УАП устраняет положительную обратную связь, имеющую место в прототипе, так как при этом угол отклонения ДУАП не зависит от угла отклонения УАП.

На фиг.1 показана конструктивная схема привода; на фиг.2 конструктивная схема соединения пружины и демпфера с осью УАП; на фиг.3 структурная схема привода.

Устройство предлагаемого рулевого привода состоит в следующем.

На РУ 1 закреплен ролик 2, который тросом 3 через направляющие ролики 4 соединен с промежуточным роликом 5, закрепленным на оси 6. На оси 6 закреплен также ведущий ролик 7, который тросом 8, проходящим внутри полой оси 9 УАП 10, установленный в корпусе 11 ЛА с помощью подшипников 12, через промежуточные ролики 13 соединен с ведомым роликом 14, закрепленным на оси 15 ДУАП 16, установленный с помощью подшипников 17 в кронштейнах 18, закрепленных на УАП в районе ее задней кромки, причем ось 15 параллельна оси 9. С помощью рычага 19, закрепленного на оси 9, эта ось соединена со штоком 20 демпфера 21 колебаний УАП. С помощью рычага 22, закрепленного на оси 9, эта ось соединена с пружинами 23, установленными в корпусе 11 ЛА.

Работает предлагаемый привод следующим образом.

Пусть в исходном состоянии углы отклонения Φ_у РУ 1, Φ_p УАП 10 и Φ_т ДУАП 16 равны нулю
Φ_у = Φ_р = Φ_т = 0.

Поворот РУ 1 т ролика 2 на угол Φ_у ≠ 0 с помощью троса 3 вызывает поворот промежуточного ролика 5 и ведущего ролика 7, поворот которого с помощью троса 8 вызывает поворот ведомого ролика 12, оси 15 и ДУАП 16 на угол Φ_т.
Φ_т = K_т•Φ_у, (1)
где K_t коэффициент передачи от РУ 1 к ДУАП 16. При этом ДУАП 16 окажется в воздушном потоке под углом атаки α_т
α_т = Φ_т- Φ_p, (2)
и на ДУАП 16 возникнут аэродинамические силы Y_т и X_т

где Cαут

производная по углу атаки коэффициента подъемной силы ДУАП 16;
C_хот коэффициент лобового сопротивления ДУАП 16 при нулевом угле атаки;
S_т площадь ДУАП 16;
q скоростной напор;
ρ плотность воздуха на высоте полета ЛА;
V скорость полета ЛА.

Силы Y_т и X_т создают момент M_т относительно оси вращения УАП 10
M_т= (Y_т•cosΦ_p - X_т•sinΦ_p)•L_p (3)
где L_p расстояние между осями вращения УАП 10 и ДУАП 16.

Под действием M_т УАП 10 начинает поворачиваться, становясь под углом атаки Φ_p ≠ 0 в воздушном потоке. В результате на УАП 10 создаются аэродинамические силы Y_p и X_p

где Cαур

производная по углу атаки коэффициента подъемной силы УАП 10;
C_хор коэффициент лобового сопротивления УАП 10 при нулевом угле атаки;
S_p площадь УАП 10.

Силы Y_p и X_p создают относительно оси вращения УАП 10 момент M_p, который препятствует повороту УАП 10.

M_p= (Y_p•cosΦ_p + X_p•sinΦ_p)•L_шp (6)
где L_шр -расстояние от оси вращения УАП 10 до точки приложения сил Y_p и X_p. Кроме того, при отклонении УАП 10 от нулевого положения создается момент M_пр пружин 23, также препятствующий повороту УАП 10
M_пр = K_пр•L222

•Φ_p, (7)
где K_пр жесткость пружин 23;
L222 расстояние от оси вращения УАП 10 до точки крепления пружин 23 к рычагу 22.

При вращении УАП 10 с угловой скоростью _p демпфер 21 создает момент M_д, пропорциональный _p и направленный противоположно угловой скорости

Таким образом, процесс вращения УАП 10 описывается дифференциальным уравнением

где I_p, момент инерции и угловое ускорение УАП 10.

Структурная схема привода, соответствующая рассмотренному алгоритму его работы, показана на фиг.3. Она показывает, что в предлагаемом приводе, кроме внутренних отрицательных обратных связей 1 и 4, присущих также и прототипу, имеются дополнительные внешние отрицательные обратные связи 2 и 3 и отсутствует положительная обратная связь, увеличивающая угол Φ_т при увеличении угла Φ_p, присущая прототипу. Все это обеспечивает устойчивую работу привода и высокое качество переходного процесса отклонения УАП 10 в широком диапазоне скоростей и высот полета ЛА.

Справедливость этого вывода подтверждают результаты математического моделирования работы предлагаемого привода на ЭЦВМ, причем УАП 10 и ДУАП 16 имели форму, показанную на фиг.1 с S_p 0,0833 м и S_т 0,006 м. При моделировании был задан следующий закон изменения угла Φ_т отклонения ДУАП 16 от РУ 1

Основные исходные данные и результаты моделирования приведены в таблице.

В таблице указаны:
T_ппр время отклонения УАП 10 на установившийся угол Φ_ру с точностью + 0,05Φ_ру;
T_запр время запаздывания отклонения УАП 10 на угол Φ_ру по отношению к времени t 0,5 с отклонения ДУАП +6 на отклонения ДУАП 16 на угол Φ_т = 0,3.

Анализ данных, приведенных в таблице, показывает, что предложенный привод практически без запаздывания отклоняет УАП 10 на угол Φ_ру, соответствующий заданному углу Φ_т отклонения ДУАП 16, в широком диапазоне скоростей и высот полета ЛА, что и является целью изобретения.

Использование: отклонение управляемых аэродинамических поверхностей (АУП) летательного аппарата (ЛА). Сущность: привод, кроме рычага управления (ПУ), установленного в корпусе ЛА, дополнительной управляемой аэродинамической поверхности (ДУАП), установленной на УАП в области ее задней кромки с возможностью вращения вокруг оси, параллельно оси вращения УАП, и механической проводки от РУ и ДУАП, содержит пружину и демпфер, установленные в корпусе ЛА и механически связанные с УАП, а на выходе из корпуса ЛА к ДУАП механическая проводка проложена вдоль оси вращения УАП. 1 табл.,3 ил.

Рулевой привод управляемой аэродинамической поверхности летательного аппарата, который содержит рычаг управления, установленный в корпусе летательного аппарата, дополнительную управляемую аэродинамическую поверхность, установленную на управляемой аэродинамической поверхности в области ее задней кромки с возможностью вращения вокруг оси, параллельной оси вращения управляемой аэродинамической поверхности, и механическую проводку от рычага управления к дополнительной управляемой аэродинамической поверхности, отличающийся тем, что в него введены пружина и демпфер, установленные в корпусе летательного аппарата и механически связанные с управляемой аэродинамической поверхностью, а на выходе из корпуса летательного аппарата к дополнительной управляемой аэродинамической поверхности механическая проводка проложена вдоль оси вращения управляемой аэродинамической поверхности.