АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ Российский патент 2004 года по МПК F42B15/01 

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемого снаряда (УС) или ракеты, обеспечивающего их управляемость и устойчивость на траектории 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 рулевыми органами.

В настоящее время в качестве рулевых органов УС и ракет широко применяются полностью поворотный аэродинамический руль (далее по тексту - просто руль), обеспечивающий управляемость и устойчивое движение УС (ракеты) как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях полета. В зависимости от формы в плане рациональный угол отклонения рулей ограничен значениями 5... 25^o (при больших углах отклонения аэродинамическая эффективность рулей резко снижается). В этом случае задача увеличения управляющих усилий решается за счет увеличения площади рулей, что приводит к возрастанию действующего на них шарнирного аэродинамического момента. Это увеличивает потребную на управление УС или ракетой мощность, что обусловливает увеличение габаритов рулевого привода и его источника питания, а следовательно, ухудшение габаритно-массовых характеристик УС и ракет.

Известен прямоугольный в плане руль [1], недостатком которого можно считать значительную зависимость координаты положения центра давления результирующей аэродинамической силы по хорде руля от его угла поворота и угла атаки УС, что вызывает соответствующее возрастание действующего на рулевой привод аэродинамического шарнирного момента. На фиг.1 приведена полученная экспериментально при испытании модели УС в аэродинамической трубе при числе Маха М= 0,7 зависимость изменения относительной координаты положения центра давления результирующей аэродинамической силы прямоугольного в плане руля (кривая 1) от эффективного угла атаки (α_эф), где:


X_d - координата положения центра давления результирующей аэродинамической силы относительной передней кромки руля;
b - хорда руля;
α_эф = k_α•α+δ;
α - угол атаки УС;
δ - угол отклонения руля;
k_α - коэффициент интерференции руля и корпуса УС.

Эта зависимость показывает, что при увеличении эффективного угла атаки модели УС с α_эф = 0^° до α_эф = 30^° координата положения центра давления результирующей аэродинамической силы на прямоугольный в плане руле смещается от его передней кромки на расстояние Х_d=0,135•b.

Наиболее близок к заявляемому по совокупности существенных признаков руль с треугольным профилем в плане [2], выполненный в виде профильной поворотной консоли со стреловидными передней и задней кромками.

Кривая 2 на фиг. 1, полученная при тех же условиях для треугольного в плане руля, свидетельствует о смещении центра давления результирующей аэродинамической силы на расстояние Х_d=0,049•b к его передней кромке.

Учитывая противоположное направление смещения координаты положения центра давления результирующей аэродинамической силы для прямоугольного и треугольного в плане рулей, можно предположить, что их комбинация обеспечит уменьшение смещения координаты положения центра давления при изменении угла атаки УС и угла отклонения комбинированного руля.

Задачей настоящего изобретения предполагается снижение потребной на управление УС или ракетой мощности за счет уменьшения аэродинамической нагрузки на рулевой привод.

Для решения поставленной задачи в аэродинамическом руле, выполненном в виде поворотной профильной консоли со стреловидными передней и задней кромками, передняя кромка образована прямой, перпендикулярной бортовой хорде руля и имеющей длину 0,25...0,37 от длины бортовой хорды руля, и сопряженной с ней второй прямой, угол наклона которой относительно бортовой хорды руля составляет 28. ..40^o, при этом угол наклона задней кромки относительно бортовой хорды руля составляет 55... 77^o, а длина бортовой хорды в 1,08...1,22 раза больше размаха руля.

На фиг. 2 приведена форма в плане заявляемого аэродинамического руля, установленного на цилиндрическом корпусе УС.

Вдоль корпуса 1УС расположена бортовая хорда (b) руля 2, ось 3 которого установлена непосредственно в корпусе 1. Переднюю кромку руля образуют две прямые: первая (z) сопряжена с бортовой хордой, перпендикулярна ей и имеет длину, равную 0,25...0,35 от длины бортовой хорды руля; вторая - сопряжена с первой прямой и с концевой хордой руля (b_k) и имеет угол наклона относительно бортовой хорды φ = 28...40^o. Угол наклона задней кромки руля относительно бортовой хорды составляет ϕ = 55...77^o. Длина бортовой хорды (b) в 1,08...1,22 раза больше размаха руля (L).

Таким образом, заявляемый аэродинамический руль в плане состоит из прикорпусной прямоугольной части, где с увеличением α_эф координата положения центра давления результирующей аэродинамической силы смещается к задней кромке и концевой треугольной части, где смещение координаты положения центра давления происходит в противоположном направлении. По результатам исследования заявляемого аэродинамического руля в составе модели УС в аэродинамической трубе наиболее полная взаимокомпенсация смещения координаты положения центра давления на прямоугольной и треугольной частях происходит при определенном соотношение площадей этих частей, что и определяют вышеприведенные зависимости, позволяющие построить заявляемый руль в плане.

На фиг.1 в сравнение с ранее рассмотренными зависимостями 1 и 2 приведены аналогичные зависимости 3 и 4 для заявляемого аэродинамического руля, которые определяют зону возможного изменения координаты положения центра давления при указанных выше разбросах его геометрических параметров. Наличие разбросов необходимо как для назначения технологических допусков при изготовлении руля, так и для размещения руля в составе УС при конкретных конструктивно-габаритных ограничениях его отсека управления.

В целом приведенные на фиг.1 зависимости наглядно иллюстрируют результат решения поставленной технической задачи, а именно: аэродинамический руль, построенный в плане как комбинация прикорпусной прямоугольной и концевой треугольной частей, обеспечивает уменьшение смещения координаты положения центра давления результирующей аэродинамической силы в зависимости от угла его отклонения и угла атаки УС. Это обеспечивает уменьшение действующего на рулевой привод аэродинамического шарнирного момента и, следовательно, снижение потребной на управление УС или ракетой мощности.

Источники информации
1. Н.Ф. Краснов, В.Н. Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. - М. : Высшая школа, 1978, с.244 (рис.3.1.2).

2. Там же, с.251 (рис.3.1.4).

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемого снаряда или ракеты, обеспечивающего их управляемость и устойчивость на траектории полета. Руль выполнен в виде поворотной профильной консоли со стреловидными передней и задней кромками. Передняя кромка образована прямой, перпендикулярной бортовой хорде руля, имеющей длину, составляющую 0,25...0,37 от длины бортовой хорды руля, и сопряженной с ней второй прямой. Угол наклона прямой относительно бортовой хорды руля составляет 28. . .40^o. Угол наклона задней кромки относительно бортовой хорды руля составляет 55...77^o. Длина бортовой хорды в 1,08...1,22 раза больше размаха руля. Благодаря такому выполнению конструкции руля достигается снижение необходимой на управление снарядом или ракетой мощности. 2 ил.

Аэродинамический руль, выполненный в виде поворотной профильной консоли со стреловидными передней и задней кромками, отличающийся тем, что передняя кромка образована прямой, перпендикулярной бортовой хорде руля и имеющей длину, составляющую 0,25...0,37 от длины бортовой хорды руля, и сопряженной с ней второй прямой, угол наклона которой относительно бортовой хорды руля составляет 28...40°, при этом угол наклона задней кромки относительно бортовой хорды руля составляет 55...77°, а длина бортовой хорды в 1,08...1,22 раза больше размаха руля.