Устройство аэродинамической системы управления летательного аппарата Российский патент 2023 года по МПК B64G1/24 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в разработке конструкций исполнительных органов системы управления транспортных космических кораблей, летательных аппаратов (ЛА), совершающих управляемый полет в атмосфере с аэродинамическим качеством.

Известны конструктивные решения, в которых для управления и стабилизации движения относительно центра масс ЛА используются аэродинамические поверхности в форме плоских аэродинамических щитков. К одному из них следует отнести техническое решение по патенту [1]. В нем аэродинамические щитки расположены на корпусе ракеты-носителя в кормовой части попарно во взаимно перпендикулярных плоскостях и создают управляющие моменты в двух каналах: канале тангажа и канале рыскания. Отличительная особенность заключается в том, что щитки установлены заподлицо с наружной поверхностью корпуса и шарнирно закреплены на корпусе подвижно с рулевыми приводами. Для отклонения щитков применяют приводы различного типа: поршневого, зубчатого, кулисного.

Предложенная в патенте [2] аэродинамическая система управления ЛА на основе аэродинамических щитков более совершенна и обеспечивает управление по трем каналам. Такая технология предусматривает размещение аэродинамических щитков (спойлеров) на боковой поверхности в кормовой части корпуса ЛА, установку 2-х диаметрально расположенных щитков в канале рыскания и одного щитка в канале тангажа, каждый из которых шарнирно закреплен на 2-х штоках с приводами, что и обеспечивает 3-х канальное управление ЛА в атмосфере. Причем управление по каналу крена осуществляется дифференциальным выдвижением штоков диаметрально осуществляется дифференциальным выдвижением штоков диаметрально расположенных щитков в канале рыскания, создающих аэродинамический момент относительно продольной оси ЛА.

Более расширенные возможности управления ЛА с использованием плоских аэродинамических щитков предусмотрены в патенте [3]. В нем аэродинамические щитки установлены на боковой поверхности в кормовой части корпуса ЛА и размещены попарно два спаренных дифференциально отклоняемых щитка в плоскости управления каналами рыскания и крена, и попарно два щитка размещены в плоскости управления каналом тангажа. Щитки «утоплены» заподлицо с корпусом ЛА. Тем самым обеспечивается управление ЛА по трем каналам, в том числе при полете аппарата с углом атаки α равным 0.

Существенным недостатком данных аналогов является недостаточно полная реализация максимально достижимого управляющего момента при полете ЛА в атмосфере.

Частично этот недостаток устранен в проекте экспериментального транспортного корабля европейского космического агентства (Intermediate experimental Vehicle-project IXV) [4].

В нем технология управления заключается в использовании пары дифференциально отклоняемых аэродинамических щитков, обеспечивающих управление аппаратом по каналам тангажа и крена. Щитки смещены с боковой поверхности и шарнирно закреплены на кормовой части корпуса ближе к донному срезу. Такая технология устраняет недостатки в части существенного увеличения управляющего аэродинамического момента в канале тангажа за счет плеча приложения управляющей силы. Конструктивно выдвижение и отклонение аэродинамических щитков со штоками производится в области донного течения, где скоростные напоры и тепловые потоки существенно меньше, чем на боковой поверхности корпуса. Транспортный корабль прошел первое летное испытание 11 февраля 2015 г. Аэродинамическая система управления транспортного корабля Intermediate experimental Vehicle-project IXV принята в качестве аналога.

Недостаток реализованной технологии системы управления экспериментального транспортного корабля project IXV ESA заключается в том, что в состав исполнительных органов входят два плоских аэродинамических щитка, которые осуществляют управление аппаратом в атмосфере по каналам тангажа и крена. Для них характерно боковое перетекание и интерференция потока, обтекающего щитки, что приводит к снижению эффективности при создании управляющего момента, особенно в канале крена. При такой технологии системы управления аппарат не использует аэродинамические возможности для управления по каналу рыскания. Кроме того, при необходимости существенного увеличения управляющего усилия или угла отклонения щитка возможен отрыв пограничного слоя в зоне размещения щитков или выход концевой части щитка за пределы ударного слоя.

Частично выявленные недостатки в рассмотренных патентах устранены в патенте РФ [5]. В нем управляющие аэродинамические поверхности (щитки) вынесены с боковой поверхности корпуса таким образом, что пара разрезных плоских аэродинамических щитков, отклоняемых по дифференциальной схеме, и два диаметрально разнесенных аэродинамических щитка, установленных в перпендикулярной плоскости относительно пары щитков, расположены и шарнирно установлены в кормовой части на срезе корпуса. Щитки шарнирно соединены с рулевыми приводами, размещенными в агрегатном отсеке в районе днища в корпусе ЛА, в исходном положении уложены на днище корпуса, а штоки снабжены устройством однократного приведения их в рабочее положение. В этом устройстве управляющий аэродинамический момент существенно увеличивается в каналах тангажа и рыскания за счет плеча приложения управляющей силы. Выдвижение и отклонение аэродинамических щитков со штоками производится в донной области, где скоростные напоры и тепловые потоки существенно меньше, чем на боковой поверхности. Толщина ударного слоя на кормовом срезе существенно больше, и максимальный угол отклонения щитков без пересечения головной ударной волны также возможно увеличить. Такая технология является наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому результату к заявляемому устройству управления ЛА в атмосфере и принято в качестве прототипа.

Недостаток технологии системы управления прототипа заключается в том, что для реализации полета ЛА с повышенным аэродинамическим качеством (K равно 1,5 и более) при сохранении устойчивости его движения необходимо отклонение щитков на максимально возможный угол При повышенных углах отклонения щитков ( больше или равно 15°) возможен отрыв пограничного слоя в районе кормовой части корпуса в зоне их размещения, что приводит к возмущениям нерасчетного характера. Кроме того, в процессе движения аппарата в атмосфере при выдвижении аэродинамических щитков в рабочее положение возникает начальный отличный от нуля аэродинамический момент относительно поперечных осей Y и Z, особенно при несимметричном расположении щитков относительно строительных осей, в рассматриваемом варианте в канале тангажа. Момент может носить характер возмущения, и его необходимо учитывать в математической модели движения аппарата.

Задачей изобретения является создание устройства управления, обеспечивающего повышенную эффективность системы управления транспортного космического корабля с одновременным улучшением качества обтекания корпуса в зоне размещения щитков (управляющих поверхностей) набегающим потоком.

Требуемый технический результат достигается тем, что управляющие аэродинамические поверхности выполнены в форме плоского аэродинамического щитка, на концевой части которого установлена аэродинамическая решетка, нижняя плоскость плана которой установлена под углом 5…10° к плоскости щитка, верхняя плоскость плана установлена с разворотом относительно нижней плоскости плана на угол 3°…7°. Хорда решетки составляет 0,1…0,2 от длины щитка, размах решетки соответствует ширине щитка, шаг решетки составляет 0,5…1,0 размаха решетки. Плоскость щитка ограничена боковыми стенками с переменной высотой по его длине от нуля в корневой части до высоты, соответствующей шагу решетки в концевой части щитка в месте примыкания аэродинамической решетки. Высота боковой стенки соответствует 1…2 толщине пограничного слоя δ приблизительно равного Re^-1/2 L (Re - число Рейнольдса, L - линейный размер аппарата) в зоне среза кормовой части корпуса, т.е. перед щитком, и составляет равного 0,015…0,020 диаметра миделя ЛА. Тем самым при использовании таких конструктивно-технологических решений существенно увеличивается управляющий аэродинамический момент Согласно оценкам, увеличение коэффициента составляет от 34 до 44% при оптимальном соотношении размеров щитка, пристыкованной аэродинамической решетки и величин углов их отклонения.

Существенное увеличение коэффициента управляющего аэродинамического момента становится возможным за счет повышенного угла отклонения поверхностей планов решетки до значения 25° с сохранением безотрывного обтекания корпуса аппарата и управляющей поверхности.

(В варианте прототипа максимальный допустимый угол отклонения щитка может составлять лишь 15…18° при числе М равным 3…4; при отклонении щитка на больший угол перед ним возникает отрывная зона, и эффективность его как органа управления полетом снижается). Кроме того, учитывая, что для спаренных дифференциально отклоняемых аэродинамических щитков (сплит-щитков) характерно взаимное влияние при их обтекании сверхзвуковым потоком, особенно в режиме дифференциального отклонения, а также растекание обтекающего щитки потока в боковом направлении, выполнение щитка с боковыми стенками существенно снижает эти негативные влияния и приводит к повышению управляющего момента

Сущность изобретения поясняется чертежами фиг. 1…4. На фиг. 1 представлена конструктивно-компоновочная схема ЛА с устройством управления в атмосфере на основе управляющих аэродинамических поверхностей, раскрытых в рабочее положение, которая содержит:

1 - корпус;

2 - плоскость среза в вертикальной полуплоскости (в канале тангажа);

3 - шарниры;

4 - аэродинамические щитки;

5 - аэродинамическая решетка;

6 - раздвижные штоки;

7 - рулевые приводы;

8 - теплозащитное покрытие;

9 - аэродинамические поверхности (сплит-поверхности);

10 - шарниры;

11 - аэродинамические щитки; 12- аэродинамическая решетка;

13 - шарниры;

14 - раздвижные штоки;

15 - рулевые приводы.

Корпус (1) ЛА выполнен с плоскими срезами (2), параллельными продольной оси аппарата. В горизонтальной плоскости, на срезе корпуса посредством шарниров (3) крепятся две диаметрально расположенных аэродинамических поверхности составной формы, состоящие из аэродинамического щитка (4) и пристыкованной к нему аэродинамической решетки (5), для управления ЛА по каналу рыскания. Щитки, шарнирно соединенные с раздвижными штоками (6), соединены, в свою очередь, с рулевыми приводами (7). Поверхность аэродинамических щитков защищена теплозащитным покрытием (8). В вертикальной плоскости для управления в каналах тангажа и крена представлен вариант установки в нижней полуплоскости двух спаренных дифференциально отклоняемых аэродинамических поверхностей (9), закрепленных на корпусе на шарнирах (10) и состоящих из аэродинамического щитка (11) и пристыкованной к нему аэродинамической решетки (12), для управления ЛА по каналам тангажа и крена. Щитки также шарниром (13) соединены с раздвижными штоками (14) и, в свою очередь, с рулевыми приводами (15). Теплозащитное покрытие аэродинамических управляющих поверхностей выполнено из углерод-углеродного композиционного материала, наружный слой которого содержит каркас с армирующими волокнами на основе одностенных углеродных нанотрубок.

На фиг. 2 представлена конструктивно-компоновочная схема устройства с аэродинамическими щитками, уложенными в донной части корпуса ЛА, которое содержит:

1 - корпус;

2 - плоскость среза в вертикальной полуплоскости (в канале тангажа);

3 - шарниры;

4 - аэродинамические щитки;

5 - аэродинамические решетки;

9 - аэродинамические поверхности (сплит-поверхности);

10 - шарниры;

11 - аэродинамический щиток;

12 - аэродинамическая решетка.

Эффективность аэродинамического щитка, как органа управления ЛА относительно центра масс, может быть повышена за счет его конструктивной особенности, которая заключается в том, что на концевой части щитка установлена аэродинамическая решетка под углом к плоскости щитка, сохраняющим режим безотрывного обтекания щитка. При такой конструктивной особенности нижняя плоскость решетки может быть развернута на угол до 20°, а верхняя плоскость - на угол до 25° относительно продольной строительной оси корпуса ЛА. Исходя из этого, угол отклонения плоскостей решетки может быть увеличен на 510° по сравнению с углом отклонения корневой части, причем без отрыва пограничного слоя. В этом случае нижняя плоскость решетки может быть отклонена на дополнительный уголпримерно равное 5°, а верхняя плоскость решетки, которая обтекается безотрывно, еще на дополнительный угол примерно равное 5°. Тем самым значительно повышается уровень давления на этих поверхностях и соответственно величина управляющего момента В том числе за счет увеличения плеча приложения составляющей управляющей силы. В результате такая комбинация щитка и решетки, под углом жестко соединенных между собой, приводит к существенному повышению общего суммарного управляющего момента

На фиг. 3 отдельно представлен один из аэродинамических отклоняемых щитков, как конструктивный элемент, выполняющий функцию управляющей поверхности ЛА, который содержит:

9 - аэродинамические поверхности (сплит-поверхность);

10 - шарниры;

11 - аэродинамический щиток;

12 - аэродинамическая решетка;

16 - нижняя плоскость решетки;

17 - верхняя плоскость решетки;

18 - боковые стенки;

19 - боковая стенка щитка и боковина;

20 - силовое основание аэродинамических щитков;

21 - теплозащитное покрытие;

22 - отверстия.

Дифференциально отклоняемая аэродинамическая поверхность (9) (сплит-поверхность) закреплена на корпусе на шарнирах (10) и включает щиток (11) шириной которая соответствует размаху аэродинамической решетки и выполнена в виде пристыкованной к нему аэродинамической решетки (12). Нижняя плоскость (16) решетки отклонена относительно плоскости щитка на угол а верхняя плоскость (17) решетки отклонена относительно нижней плоскости решетки на дополнительный угол Величина хорды решетки составляет:

шаг плана решетки:

Размах решетки составляет:

где - диаметр миделевого сечения аппарата он соответствует ширине щитка ЛА.

На щитках установлены боковые стенки (18) с переменной по длине щитка высотой высота в корневой части щитка равна нулю и в концевой части равна шагу плана решетки. Боковая стенка щитка и боковина (19) решетки выполнены единым конструктивным элементом. Силовое основание (20) аэродинамических щитков защищено теплозащитным покрытием (21), выполненным из углерод-углеродного композиционного материала, наружный слой которого содержит каркас с армирующими волокнами на основе одностенных углеродных нанотрубок. Для шарнирного крепления щитка с решеткой к корпусу ЛА в проушинах предусмотрены отверстия (22).

На фиг. 4 для случая обтекания ЛА цилиндрической формы сверхзвуковым потоком при числах М равных 3, 4 и 5 представлен график зависимости коэффициента аэродинамического момента от угла отклонения корневой части щитка при постоянных значениях углов отклонения нижней плоскости равного 5° и верхней плоскости решетки на угол равного 5° относительно нижней плоскости решетки. На графике по оси Y отложены значения коэффициента суммарного аэродинамического момента:

где q - скоростной напор набегающего потока;

- площадь миделевого сечения аппарата;

L - длина ЛА,

по оси X отложена величина угла отклонения корневой части щитка Принималось, что размеры щитка составляют: относительная длина равна 0,35, относительная ширина равна 0,3, значение хорды решетки равно размах решетки соответствует ширине щитка (равно ).

На этой же фигуре 4 на графике зона I соответствует коэффициенту суммарного управляющего момента создаваемому аэродинамическим щитком в диапазоне углов отклонения равных 5…15° без учета влияния решетки; в зоне II значения коэффициента учитывают аэродинамический момент, создаваемый как аэродинамическим щитком, так и нижней плоскостью решетки при ее отклонении на угол равный 5°. Другими словами, для зоны II реализуется расчетный случай обтекания щитка, концевая (задняя) часть плоскости которого развернута относительно плоскости корневой (передней) части щитка в направлении увеличения его угла отклонения на величину равную 5°. В зоне III значения коэффициента учитывают аэродинамический момент, создаваемый как аэродинамическим щитком и нижней плоскостью решетки при ее отклонении на угол равный 5°, так и верхней плоскостью решетки при ее отклонении на угол:

относительно плоскости щитка. То есть в зоне III значения коэффициента соответствуют случаю обтекания аэродинамического щитка совместно с решеткой.

Из приведенных графических зависимостей следует, что применение аэродинамического щитка с решеткой, плоскости которой развернуты на определенные углы и относительно плоскости щитка, приводит к существенному увеличению коэффициента аэродинамического управляющего момента Так, увеличение коэффициента управляющего момента за счет установки решетки с приведенными параметрами составляет: 43,6%; 38,6% и 34,3% соответственно при числах М равного 5, M равного 4 и М равного 3.

Оценки влияния установки на щитке боковых стенок показывают, что вследствие того, что щиток имеет конечную ширину происходит концевое перетекание потока воздуха из области высокого давления за скачком уплотнения в область низкого давления в набегающем потоке. Этот фактор приводит к некоторому снижению управляющего момента Боковые стенки устраняют перетекание обтекающих щитки потоков в концевом направлении, а также взаимное влияние обтекающих сплит-щитки потоков.

Согласно оценкам, при угле отклонения щитка равного 10° и числе M равного 4 перепад давления ΔP равный на границе двух потоков составляет:

на площади

где - длина корневой части щитка;

- давление на поверхности щитка при плоскопараллельном течении;

δ - угол распространения возмущений потока, исходящих от передней угловой кромки щитка.

Результирующая сила R, создаваемая щитком площадью равной с боковыми стенками, оказывается выше примерно на величину т.е. увеличивается примерно на 6% относительно варианта без боковых стенок, исключающих концевое перетекание потока.

Расчетные данные по определению эффективности применения в устройстве управления аэродинамической решетки получены с использованием материалов работ [6-10].

Представленные результаты подтверждают повышенную эффективность использования предложенного устройства управления на основе отклоняемых аэродинамических щитков совместно с установленной на них решеткой для 3-х канального непрерывного управления ЛА при движении в атмосфере. Применение такого устройства создает возможности для реализации вариантов управления ЛА, отличающихся своими летно-техническими характеристиками в части повышенной управляемости аэродинамическим качеством ЛА при сохранении его габаритно-массовых характеристик.

Устройство работает следующим образом. В полете в атмосфере ЛА по достижении заданной высоты H система управления выдает команду на раскрытие и приведение в рабочее положение управляющих аэродинамических поверхностей в каналах тангажа, рыскания и крена. Это происходит путем синхронного срабатывания раздвижных штоков (6), снабженных устройством фиксации их конечного положения, в плоскости канала рыскания и раздвижных штоков (14), также снабженных устройством фиксации их конечного положения, в плоскости канала тангажа. Далее подается команда на активацию рулевых приводов (7) и (15), связанных посредством шарниров с раздвижными штоками, при этом установленные на шарнирах (3) и (10) управляющие аэродинамические поверхности отклоняются на заданные углы, и ЛА совершает программный управляемый полет до точки посадки. В процессе полета:

- для управления и стабилизации ЛА относительно центра масс в канале крена аэродинамические поверхности (9) отклоняют дифференциально;

- для балансировки ЛА на программный пространственный угол атаки аэродинамические поверхности (9) отклоняют синхронно (или одновременно;

- для управления и стабилизации ЛА относительно центра масс в канале рыскания отклоняют одну из аэродинамических поверхностей (4-5);

- для регулирования продольной составляющей вектора скорости движения в атмосфере отклоняют на требуемый угол обе поверхности (4). Совместное использование аэродинамических поверхностей (4-5) с аэродинамическими поверхностями (9) создает возможность подрегулировки и стабилизации текущего пространственного балансировочного угла атаки ЛА относительно его программного значения.

Новый технический результат достигается тем, что предложена технология управления ЛА, в которой управляющие поверхности, убранные с боковой поверхности корпуса, размещены в донной части ЛА, закреплены на срезе его кормовой части и выполнены в форме аэродинамического щитка, на концевой части которого установлена аэродинамическая решетка, как единый конструктивный элемент корпуса ЛА.

Такая технология создает возможность существенно на 34…44% повысить эффективность аэродинамической системы управления ЛА путем максимизации управляющего аэродинамического момента M_z за счет:

- использования предельных значений (до 25°) углов отклонения управляющих поверхностей,

- оптимизации аэродинамической формы поверхностей управления при конструктивном сочетании аэродинамического щитка с аэродинамической решеткой,

- конструктивных решений внедрения новых композиционных материалов с использованием нанотехнологий.

То есть, использование предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом позволяет реализовать критическую технологию системы управления ЛА с повышенной эффективностью, надежностью и качеством 3-х канального управления ЛА за счет применения аэродинамических отклоняемых поверхностей предлагаемого устройства и расширения ее возможностей при совместном использовании таких поверхностей в различном сочетании.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Патент на изобретение US №4699333 А от 13.10.1987 г. «On Board Flight Control Panel System».

2. Патент на изобретение US №3125313 от 17.03.1964 г. «Aircraft Control Means» (фирма-заявитель Martin-Marietta Corporation).

3. Патент на изобретение US №3511453 от 12.05.1970 г. «Controllable Reentry Vehicle».

4. http://en.wikipedia.org/wiki/Intermediate eXperimental vehicle.

5. Патент на изобретение №2654236 от 21.11.2016 г. «Аэродинамическая система управления гиперзвукового летательного аппарата».

6. Белоцерковский С.М., Одновол Л.А., Сафин Ю.З. и др. Решетчатые крылья: Машиностроение, 1985, с. 320.

7. Мордвинцев Г.Г., Шманенков В.Н. Расчет сверхзвукового обтекания щитковых органов управления: Космонавтика и ракетостроение, №2 (43), 2006, с. 135-142.

8. Липницкий Ю.М., Красильников А.В., Покровский А.Н., Шманенков В.Н. и др. Нестационарная аэродинамика баллистического полета: Физматлит, 2003, с. 176.

9. Калугин В.Т., Мордвинцев Г.Г., Попов В.М. Моделирование процессов обтекания и управления аэродинамическими характеристиками летательных аппаратов: Изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2011, с. 527.

10. Чжен П. Отрывные течения, т. 2.: Мир, 1973, с. 280.

Изобретение относится к исполнительным органам систем управления летательных аппаратов (ЛА) с аэродинамическим качеством. Управляющие поверхности установлены на срезе кормовой части корпуса ЛА и выполнены в виде составных щитков, на концевой части каждого из которых установлена аэродинамическая решетка. Нижняя плоскость плана решетки установлена под углом 5…10° к плоскости щитка, а верхняя плоскость плана развернута относительно нижней на угол 3…7°. Плоскость щитка ограничена боковыми стенками с высотой от нуля в корневой части щитка до высоты, равной шагу решетки в концевой части щитка, в месте примыкания аэродинамической решетки. Техническим результатом является повышение эффективности системы управления ЛА (на 34…44% в 3-канальном управлении) с одновременным обеспечением безотрывного обтекания корпуса ЛА в зоне размещения щитков. 4 ил.

Устройство аэродинамической системы управления летательного аппарата, состоящее из дифференциально отклоняемых аэродинамических сплит-щитков и аэродинамических щитков, шарнирно установленных на корпусе ракеты-носителя на донном срезе, расположенных соответственно в вертикальной плоскости или полуплоскости и диаметрально попарно в горизонтальной плоскости корпуса и шарнирно соединенных штоками с рулевыми приводами, отличающееся тем, что на концевой части аэродинамического щитка установлена аэродинамическая решетка, нижняя плоскость плана которой установлена под углом 5…10° к плоскости щитка, верхняя плоскость плана установлена с разворотом относительно нижней плоскости плана на угол 3…7°, причем хорда решетки составляет 0,1…0,2 от длины щитка, размах решетки соответствует ширине щитка, шаг решетки составляет 0,5…1,0 размаха решетки, а плоскость щитка ограничена боковыми стенками с переменной высотой по его длине от нуля в корневой части до высоты, соответствующей шагу решетки в концевой части щитка в месте примыкания аэродинамической решетки.