Способ аэродинамического управления летательным аппаратом

Изобретение относится к аэродинамическому управлению техническими объектами, преимущественно малоразмерными летательными аппаратами (ЛА), совершающими полет с маневрированием на небольших углах атаки и скольжения (например, по прямолинейным или баллистическим траекториям). Для аэродинамического управления летательным аппаратом (ЛА) (1) производят периодическое выдвижение в обтекающий ЛА воздушный поток консолей (2) с их последующим утапливанием в исходное положение. При этом консоли (2) размещают в фюзеляже ЛА (1) симметрично его тангажной плоскости. Выдвижение каждой консоли (2) производят на 10%…100% ее размаха с частотой ввода в воздушный поток до 200 Гц. Поперечному сечению консоли (2) придают конфигурацию плоской пластины или аэродинамического профиля. На ЛА (1) размещают не менее двух пар консолей (2). Консоли (2) каждой пары разворачивают до достижения их средними аэродинамическими хордами (САХ) угла ±(0,5 … 45) градусов относительно плоскости симметрии пары, параллельной продольной оси ЛА. В обтекающий ЛА воздушный поток вводят одновременно не менее двух консолей (2). Обеспечивается эффективное аэродинамическое управление летательным аппаратом в «релейном» режиме без потерь скорости при интенсивной штатной работе и с возможностью размещения аэродинамических рулей не на плоскостях, а в фюзеляже, более плотная по сравнению с традиционными схемами складывающихся аэродинамических рулей компоновка, меньшая конструктивная сложность и энергопотребление приводов, отсутствие специализированных систем раскрытия (в т.ч. синхронного) и фиксации консолей рулей, удобство герметизации (например, пленочным кольцом), повышенная общая надежность при хранении и эксплуатации. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к аэродинамическому управлению техническими объектами, преимущественно, малоразмерными летательными аппаратами (ЛА), совершающими полет с маневрированием на небольших углах атаки и скольжения (например, по прямолинейным или баллистическим траекториям).

Известны способы аэродинамического управления (стабилизации движения) ЛА посредством рулей, щитков, роллеронов, интерцепторов, трансформируемых (например, щелевых) органов механизации крыла, тормозных парашютов - см., например, Н.Ф. Краснов, В.Н. Кошевой, А.Н. Данилов, В.Ф. Захарченко «Аэродинамика ракет», М., «Высшая школа», 1968, стр. 62-67. При этом сложность практической реализации указанных способов аэродинамического управления ЛА резко различна: от эпизодических дискретных воздействий (например, интерцепторами) до непрерывной адаптивной работы в воздушных потоках различной интенсивности, в том числе в условиях интерференции, затенения и скоса (например, цельноповоротными аэродинамическими рулями).

Известен простой в практической реализации способ «релейного» аэродинамического управления ЛА посредством интерцепторов (ближайший аналог). Выдвинутый интерцептор создает срыв воздушного потока на поверхности крыла ЛА, а также формирует область торможения потока перед интерцептором. При этом «релейно» изменяются аэродинамические характеристики крыла - уменьшается подъемная сила и возрастает сопротивление (см., например, А.К. Мартынов «Прикладная аэродинамика», М., «Машиностроение», 1972, стр. 417, 422-424).

К недостаткам ближайшего аналога следует отнести невозможность полноценного управления ЛА при отсутствии на нем крыльев (несущих аэродинамических поверхностей), а также значительные потери скорости ЛА при интенсивной штатной работе интерцепторов.

Технической задачей предлагаемого изобретения является создание способа эффективного аэродинамического управления летательным аппаратом в «релейном» режиме, сходном по техническим особенностям функционирования с работой интерцепторов (а потому простом в практической реализации, например, на малоразмерных бескрылых ЛА), но лишенном недостатков ближайшего аналога (размещения только на плоскостях, потерь скорости при интенсивной штатной работе).

Решение указанной технической задачи достигается тем, что консоли аэродинамических рулей размещают в фюзеляже ЛА (в утопленном исходном положении) симметрично его тангажной плоскости, выдвижение каждой консоли производят на 10%…100% ее размаха с частотой ввода в воздушный поток до 200 Гц, поперечному сечению консоли придают конфигурацию плоской пластины или аэродинамического профиля, на ЛА размещают не менее двух пар консолей, причем консоли каждой пары разворачивают до достижения их средними аэродинамическими хордами (САХ) угла ±(0,5 … 45) градусов относительно плоскости симметрии пары, параллельной продольной оси ЛА, при этом в обтекающий ЛА воздушный поток вводят одновременно не менее двух консолей. Значение минимального (10% размаха) выдвижения консоли устанавливают на уровне не менее 1% расстояния от ее передней кромки до носовой точки ЛА. Консоль руля вдоль размаха может иметь аэродинамическую и/или геометрическую крутку, при этом в процессе выдвижения и утапливания консоли с геометрической круткой производят ее подворот относительно оси, параллельной линии размаха. В ряде случаев угол заклинения САХ каждой консоли плавно либо дискретно с шагом не менее 0,1 углового градуса изменяют непосредственно в процессе полета ЛА. Одновременное выдвижение консолей выполняют одинаковой либо неодинаковой величины в пределах диапазона их разрешенных размахов. Варианты практической реализации: консоль выдвигают в воздушный поток и утапливают в корпус ЛА посредством силового воздействия линейного электромагнита, при этом в крайних концевых положениях консоль останавливают посредством механического демпфера-амортизатора; консоль соединяют с линейным электромагнитом посредством качалки. Представляется целесообразным в достартовом положении утопленную консоль герметизировать посредством прорывного пленочного кольца.

На фиг. 1, 2 представлено техническое решение по реализации предложенного способа на осесимметричном ЛА типа тактического снаряда (ракеты), на фиг. 3, 4 - симметричные и асимметричные профили поперечного сечения консоли аэродинамического руля, на фиг. 5 - допустимые угловые положения САХ консоли в полете, на фиг. 6, 7 - варианты практического исполнения механизма выдвижения/утапливания консоли. Представляется целесообразным именовать класс устройств, реализующих предложенный способ аэродинамического управления ЛА, ныряющими рулями (HP).

Приняты обозначения:

1 - корпус (фюзеляж, несущий конструктивный элемент) ЛА;

2 - консоль;

3 - якорь линейного электромагнита;

4 - катушка линейного электромагнита;

5 - демпфер-амортизатор;

6 - качалка;

7 - механизм разворота САХ консоли;

8 - прорывное пленочное кольцо (мембрана);

R - расстояние от носовой точки ЛА до передней кромки консоли;

НП - направление полета ЛА.

Функционирование технических устройств в рамках предложенного способа аэродинамического управления осуществляется следующим образом. В исходном (утопленном в корпусе поз. 1 ЛА) положении консоли поз. 2 ныряющих рулей располагаются парами в одной или нескольких поперечных плоскостях корпуса поз. 1 (см. фиг. 1, 2). В процессе управления летательным аппаратом в полете, по командам бортовой системы управления, производится одновременное выдвижение в обтекающий ЛА воздушный поток не менее двух консолей поз. 2, как правило, из разных пар - чем достигается формирование соответствующих по значению и направлению действия аэродинамических сил и моментов. При этом выдвижение каждой консоли поз. 2 в поток может осуществляться в пределах диапазона разрешенных размахов - а именно от 10% до 100% ее полного (максимального) размаха. Следует отметить, что выдвижение консоли поз. 2 на минимальную длину (10% ее полного размаха) коррелирует с толщиной пограничного слоя (составляет ~1% расстояния R от носовой точки ЛА) для реализации эффективных управляющих воздействий. При этом указанная зависимость толщины погранслоя от R выполняется (с приемлемой погрешностью) для ЛА с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями полета. Для ЛА с малыми и сверхмалыми скоростями, где начинает проявляться вязкость воздуха, предложенное техническое решение при минимальном размахе консоли поз. 2 будет выполнять роль дополнительного турбулизатора (что положительно влияет на общую управляемость ЛА при малых - существенно ниже 100000 - числах Рейнольдса).

Характерным для предложенного технического решения аспектом работоспособности следует считать частоту ввода консолей поз. 2 в воздушный поток. В зависимости от размерности HP, летательного аппарата в целом и его скорости (соответственно, числа Рейнольдса) практически целесообразной для современных и перспективных, в т.ч. сверхмалых ЛА можно считать значение частоты выдвижения консолей поз. 2 до 200 Гц.

Следует отметить, что предложенное техническое решение работоспособно также при применении в осевых компрессорах и турбинах воздушно-реактивных двигателей, например, при трансформации турбореактивных двигателей в прямоточные при наборе скорости гиперзвуковыми ЛА.

Поперечному сечению консоли поз. 2 в зависимости, в первую очередь, от скорости ЛА и расчетного угла установки консоли относительно НП целесообразно придавать ту или иную специализированную конфигурацию, например, пластины, симметричного либо асимметричного аэродинамического профиля (см. фиг. 3, 4). Таким образом осуществляется оптимизация взаимодействия консоли поз. 2 с набегающим воздушным потоком, и соответственно повышается аэродинамическая эффективность HP ЛА (что принципиально отличает работу HP от функционирования интерцепторов со срывом потока).

Кроме того, дополнительно консоль поз. 2 может иметь вдоль размаха аэродинамическую (комбинация профилей различной конфигурации) и/или геометрическую (подворот концевых частей консоли относительно корневых) крутку. При этом в процессе выдвижения/вдвижения консоли поз. 2 с геометрической круткой производится ее угловое перемещение (подворот) относительно оси, параллельной линии размаха. Таким образом минимизируется ширина направляющей щели в корпусе (силовом элементе) поз. 1, через которую консоль поз. 2 выдвигается в воздушный поток.

Допускается как жестко фиксированная, так и изменяемая в процессе полета угловая ориентация САХ консолей поз. 2 в диапазоне ±(0,5 … 45) градусов относительно плоскости симметрии пары, параллельной продольной оси ЛА (см. фиг. 5). В последнем случае каждая консоль поз. 2 (вариант: пара консолей в сборе) плавно либо дискретно с шагом не менее 0,1 углового градуса разворачивается посредством, например, специализированного механизма поз. 7. Таким образом может быть задействован весь диапазон работы HP, включая режим управляемого срыва потока.

В предложенном способе аэродинамического управления ЛА должно осуществляться одинаковое либо неодинаковое по размаху одновременное выдвижение/вдвижение не менее двух консолей поз. 2 (как правило, различных пар) из корпуса поз. 1. При этом в случае неодинакового выдвижения консолей могут быть реализованы «комбинированные» маневры ЛА (одновременно по нескольким каналам, например, изменение угла тангажа с расчетным скольжением, изменение курса с исправлением крена и т.п.).

Практическая реализация предложенного способа аэродинамического управления ЛА может быть осуществлена, например, посредством установки консоли поз. 2 на подвижный якорь поз. 3 линейного электромагнита, который с заданной (в т.ч. переменной) частотой перемещают (в т.ч. в крайние положения) за счет электромагнитного взаимодействия с катушкой поз. 4 линейного электромагнита. При этом в крайних концевых положениях якорь поз. 3 с закрепленной на нем консолью поз. 2 амортизируют посредством механического (например, резинового) демпфера-амортизатора поз. 5 (см. фиг. 6, 7).

Согласование тяговых усилий и диапазона перемещения якоря поз. 3 линейного электромагнита с диапазоном разрешенных размахов консоли поз. 2 может производиться, например, за счет соединения консоли поз. 2 и якоря поз. 3 посредством качалки поз. 6. При этом подбором (регулировкой) плеч L1 и L2 относительно оси вращения качалки поз. 6 добиваются оптимальных для конкретных образцов ЛА параметров согласования (см. фиг. 7).

Приводы с переменным ходом рабочего штока и связанной с ним консоли поз. 2 (например, на базе традиционных электрических, или пневматических, или гидравлических рулевых машин) обеспечивают как переменный размах, так и переменную частоту выдвижения/вдвижения консоли поз. 2, в т.ч. во всем разрешенном диапазоне размахов.

Достартовую герметизацию утопленных консолей поз. 2 целесообразно осуществлять, например, посредством прорывных пленочных колец (мембран) поз. 8, которые охватывают поперечное сечение корпуса поз. 1 ЛА в плоскости (плоскостях) размещения HP.

Применение предложенного технического решения целесообразно, в первую очередь, для малоразмерных ЛА контейнерного базирования, совершающих полет (в т.ч. по баллистическим и аэробаллистическим траекториям) с маневрированием на относительно небольших - например, до 10° … 15° - углах атаки и скольжения. Преимуществами в данном случае будут являться более плотная по сравнению с традиционными схемами складывающихся аэродинамических рулей компоновка, меньшая конструктивная сложность и энергопотребление приводов, отсутствие специализированных систем раскрытия (в т.ч. синхронного) и фиксации консолей рулей, удобство герметизации (например, пленочным кольцом), повышенная общая надежность при хранении и эксплуатации вследствие размещения консолей полностью внутри корпуса ЛА и т.п. В рамках универсального критерия «эффективность - стоимость - время отработки» предложенное техническое решение образует рациональную «экологическую нишу» между известными способами управления ЛА: «сложным», но с малыми потерями на сопротивление посредством аэродинамических рулей и «простым» «релейным» с потерей скорости посредством интерцепторов.

1. Способ аэродинамического управления летательным аппаратом - ЛА, включающий периодическое выдвижение в обтекающий ЛА воздушный поток консолей с их последующим утапливанием в исходное положение, отличающийся тем, что консоли размещают в фюзеляже ЛА симметрично его тангажной плоскости, выдвижение каждой консоли производят на 10%…100% ее размаха с частотой ввода в воздушный поток до 200 Гц, поперечному сечению консоли придают конфигурацию плоской пластины или аэродинамического профиля, на ЛА размещают не менее двух пар консолей, причем консоли каждой пары разворачивают до достижения их средними аэродинамическими хордами - САХ угла ±(0,5 … 45) градусов относительно плоскости симметрии пары, параллельной продольной оси ЛА, при этом в обтекающий ЛА воздушный поток вводят одновременно не менее двух консолей.

2. Способ аэродинамического управления ЛА по п. 1, отличающийся тем, что значение минимального выдвижения консоли устанавливают на уровне не менее 1% расстояния от ее передней кромки до носовой точки ЛА.

3. Способ аэродинамического управления ЛА по п. 1, отличающийся тем, что консоль вдоль размаха имеет аэродинамическую крутку.

4. Способ аэродинамического управления ЛА по п. 1, отличающийся тем, что консоль вдоль размаха имеет геометрическую крутку, при этом в процессе выдвижения и утапливания консоли с геометрической круткой производят ее подворот относительно оси, параллельной линии размаха.

5. Способ аэродинамического управления ЛА по п. 1, отличающийся тем, что угол заклинения САХ каждой консоли плавно либо дискретно с шагом не менее 0,1 углового градуса изменяют непосредственно в процессе полета ЛА.

6. Способ аэродинамического управления ЛА по п. 1, отличающийся тем, что одновременное выдвижение консолей осуществляют на одинаковую либо неодинаковую величину в пределах диапазона разрешенных размахов.

7. Способ аэродинамического управления ЛА по п. 1, отличающийся тем, что консоль выдвигают в воздушный поток и утапливают в корпус ЛА посредством силового воздействия линейного электромагнита, при этом в крайних концевых положениях консоль останавливают посредством механического демпфера-амортизатора.

8. Способ аэродинамического управления ЛА по п. 7, отличающийся тем, что консоль соединяют с линейным электромагнитом посредством качалки.

9. Способ аэродинамического управления ЛА по п. 1, отличающийся тем, что в достартовом положении утопленную консоль герметизируют посредством прорывного пленочного кольца.



 

Похожие патенты:

Настоящее изобретение относится к способу и взаимодействующей с ним системе управления для торможения левым и правым колесами опоры шасси. Желаемый параметр (L) левого торможения принимается для левого колеса, а желаемый параметр (R) правого торможения принимается для правого колеса.

Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата содержит задатчик угла крена, вычислитель автопилота угла крена, алгебраический селектор, сервопривод элеронов летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, задатчик максимальной угловой скорости крена, вычислитель автомата ограничения угловой скорости крена, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, датчик положения ручки управления летчика, вычислитель максимальной угловой скорости крена, датчик высоты полета, датчик числа М, датчик угла атаки, датчик угла скольжения, датчик положения элеронов, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к способу управления многосекционным рулем летательного аппарата. Для управления многосекционным рулем формируют команды управления каждой секцией для обеспечения требуемых моментов.

Группа изобретений относится к способу и системе управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями.

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу крена содержит три сумматора, исполнительное устройство, датчик угловой скорости, датчик угла крена, дифференциатор, интегратор, пять усилителей, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к способу управления скоростью полета самолета с учетом стабилизации скорости. Для управления скоростью полета самолета используют основной управляющий сигнал, поступающий на привод тяги двигателей, а также дополнительный управляющий сигнал, поступающий на привод секций интерцепторов, условие подключения которого определяется заданной величиной разницы между текущей и заданной приборной скоростью, которая может задаваться пилотом с пульта управления или автоматически при решении оптимизационных задач и выбирается из условия потребной величины долевого участия интерцепторов в решении задачи стабилизации и отслеживания заданной приборной скорости совместно с управлением тягой двигателей определенным образом.

Изобретение относится к способу формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета. Для осуществления способа передают управляющие сигналы с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом для формирования вспомогательного управляющего сигнала на привод секций интерцепторов, а также осуществляют дифференциальное управление тормозами колес определенным образом.

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования сигнала управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Для формирования сигнала управления задают сигнал управления, усиливают его и ограничивают, фильтруют сигнал вычитания, усиливают отфильтрованный сигнал, формируют текущий скоростной сигнал отклонения руля и масштабируют его, отрабатывают текущий сигнал отклонения руля исполнительным механизмом, при этом дополнительно измеряют скоростной напор, угол атаки, коэффициент эффективности шарнирного момента от угла атаки и от отклонения руля, формируют текущий сигнал скорости с учетом его нечувствительности в зоне текущего значения шарнирного момента определенным образом.

Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата содержит задатчик угла курса, четыре элемента сравнения, вычислитель заданного угла крена, алгебраический селектор минимального сигнала, вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, датчик угла курса летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, задатчик максимального угла крена, залдатчик минимального угла крена, третий элемент сравнения, алгебраический селектор максимального сигнала, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к способу управления рулем высоты самолета. Для управления рулем высоты измеряют угол тангажа, угол крена, вектор перегрузки, вектор угловой скорости, комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета, вычисляют корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки, вычисляют величины позиционного и интегрального сигналов управления, формируют управляющий сигнал привода руля высоты определенным образом, передают управляющий сигнал на приводы руля высоты.

Изобретение относится к аэродинамическому управлению техническими объектами, преимущественно малоразмерными летательными аппаратами, совершающими полет с маневрированием на небольших углах атаки и скольжения. Для аэродинамического управления летательным аппаратом производят периодическое выдвижение в обтекающий ЛА воздушный поток консолей с их последующим утапливанием в исходное положение. При этом консоли размещают в фюзеляже ЛА симметрично его тангажной плоскости. Выдвижение каждой консоли производят на 10…100 ее размаха с частотой ввода в воздушный поток до 200 Гц. Поперечному сечению консоли придают конфигурацию плоской пластины или аэродинамического профиля. На ЛА размещают не менее двух пар консолей. Консоли каждой пары разворачивают до достижения их средними аэродинамическими хордами угла ± градусов относительно плоскости симметрии пары, параллельной продольной оси ЛА. В обтекающий ЛА воздушный поток вводят одновременно не менее двух консолей. Обеспечивается эффективное аэродинамическое управление летательным аппаратом в «релейном» режиме без потерь скорости при интенсивной штатной работе и с возможностью размещения аэродинамических рулей не на плоскостях, а в фюзеляже, более плотная по сравнению с традиционными схемами складывающихся аэродинамических рулей компоновка, меньшая конструктивная сложность и энергопотребление приводов, отсутствие специализированных систем раскрытия и фиксации консолей рулей, удобство герметизации, повышенная общая надежность при хранении и эксплуатации. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх