RU2446988C1

RU2446988C1 - Aircraft folding control surface

Info

Publication number: RU2446988C1
Application number: RU2010142164/11A
Authority: RU
Inventors: Алексей Николаевич Юрконенко (RU); Алексей Николаевич Юрконенко
Original assignee: Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"
Priority date: 2010-10-15
Filing date: 2010-10-15
Publication date: 2012-04-10

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: proposed control surface comprises root section and support. Root section is arranged aircraft airframe to turn thereon. Said root section accommodates support to turn about axis perpendicular to root section center surface. With support folded, part of control surface area ahead of root section turn axle is related to that behind said axle as 1:1 to 3:1. Folded control surface in unfolded position corresponds to condition of axial compensation.

EFFECT: reduced moment load in folded position.

4 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к средствам управления летательными аппаратами, в частности к рулевым поверхностям.The invention relates to controls for aircraft, in particular to steering surfaces.

Из уровня техники известна складная рулевая поверхность летательного аппарата (патент № RU 2356790 от 27.05.2009, МПК В64С 9/00), выполненная цельноповоротной и шарнирно закрепленная на корпусе летательного аппарата.A folding steering surface of an aircraft is known from the prior art (patent No. RU 2356790 dated 05/27/2009, IPC ВСС 9/00), made completely rotatable and pivotally mounted on the aircraft body.

Недостатком аналога является повышенная моментная нагрузка на привод складной рулевой поверхности в сложенном положении и в момент пуска летательного аппарата.The disadvantage of the analogue is the increased moment load on the drive folding steering surface in the folded position and at the time of launch of the aircraft.

Из уровня техники известна складная рулевая поверхность управляемого снаряда (патент № US 6202958 от 20.03.2001, МПК F42B 10/14), состоящая из корневой части, в которой с возможностью поворота установлена консоль.The prior art known folding steering surface of a guided projectile (patent No. US 6202958 from 03.20.2001, IPC F42B 10/14), consisting of a root part, in which the console is mounted with rotation.

Недостатком аналога является повышенная моментная нагрузка на привод корневой части в момент пуска снаряда.The disadvantage of the analogue is the increased moment load on the root part drive at the time of the projectile launch.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является складная рулевая поверхность ракеты (патент US 6578792 от 17.06.2003, МПК F42B 15/01), содержащая корневой элемент, на котором с возможностью поворота установлена консоль.Closest to the proposed invention, the technical solution, selected as a prototype, is a folding rocket steering surface (patent US 6578792 from 06/17/2003, IPC F42B 15/01) containing a root element on which the console is mounted with rotation.

Недостатком прототипа является повышенная моментная нагрузка на привод складной рулевой поверхности в сложенном положении и в момент пуска ракеты.The disadvantage of the prototype is the increased moment load on the drive folding steering surface in the folded position and at the time of launch.

Задачей предлагаемого изобретения является создание складной рулевой поверхности с оптимальными габаритно-массовыми характеристиками путем снижения моментной нагрузки, действующей относительно оси вращения корневой части рулевой поверхности на привод рулевой поверхности (или на механизм фиксации рулевой поверхности) в сложенном положении и при пуске летательного аппарата.The objective of the invention is the creation of a folding steering surface with optimal overall weight characteristics by reducing the moment load acting relative to the axis of rotation of the root part of the steering surface on the steering surface drive (or on the steering surface fixation mechanism) in the folded position and when launching the aircraft.

Задача осуществляется за счет того, что складная рулевая поверхность летательного аппарата содержит корневую часть и консоль, выполненные в виде рулевых поверхностей, причем корневая часть установлена на корпусе летательного аппарата с возможностью поворота, а консоль установлена на корневой части с возможностью поворота относительно оси, перпендикулярной срединной поверхности корневой подвижной части, при этом при сложенном положении консоли отношение части площади складной рулевой поверхности летательного аппарата, расположенной перед осью поворота корневой части, к части площади складной рулевой поверхности летательного аппарата, расположенной за осью поворота корневой части, составляет от 1:1 до 3:1; а складная рулевая поверхность летательного аппарата в разложенном положении соответствует условию осевой компенсации.The task is carried out due to the fact that the folding steering surface of the aircraft contains the root part and the console, made in the form of steering surfaces, the root part being mounted on the aircraft body with the possibility of rotation, and the console is mounted on the root part with the possibility of rotation about an axis perpendicular to the median the surface of the root movable part, while in the folded position of the console, the ratio of the part of the area of the folding steering surface of the aircraft is located th before the axis of rotation of the root part, to the part of the area of the folding steering surface of the aircraft located behind the axis of rotation of the root part, is from 1: 1 to 3: 1; and the folding steering surface of the aircraft in the unfolded position corresponds to the condition of axial compensation.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что стреловидность передней кромки корневой части составляет от 20° до 80°.In the particular case of the invention, the problem is solved due to the fact that the sweep of the leading edge of the root part is from 20 ° to 80 °.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что стреловидность передней кромки консоли в разложенном положении составляет от -20° до 80°.In the particular case of the invention, the problem is solved due to the fact that the sweep of the leading edge of the console in the unfolded position is from -20 ° to 80 °.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что корневая часть и консоль выполнены с высоконесущим аэродинамическим профилем.In the particular case of carrying out the invention, the problem is solved due to the fact that the root part and the console are made with a highly bearing aerodynamic profile.

Предлагаемое изобретение позволяет оптимизировать габаритно-массовые характеристики за счет снижения моментной нагрузки на привод рулевой поверхности. Снижение моментной нагрузки позволяет снизить усилие стопорения в сложенном положении и уменьшить мощность привода.The present invention allows to optimize the overall mass characteristics by reducing the torque load on the steering surface drive. Reducing the moment load reduces the locking force in the folded position and reduces the drive power.

На фиг.1 изображен вид сбоку на складную рулевую поверхность, при этом консоль находится в рабочем положении (стрелкой показано направление полета).Figure 1 shows a side view of a folding steering surface, while the console is in the working position (the arrow shows the direction of flight).

На фиг.2 изображен вид сверху на складную рулевую поверхность, при этом консоль находится в рабочем положении.Figure 2 shows a top view of the folding steering surface, while the console is in the working position.

На фиг.3 изображен вид сбоку на складную рулевую поверхность, при этом консоль находится в сложенном положении (стрелкой показано направление полета).Figure 3 shows a side view of a folding steering surface, while the console is in the folded position (the arrow shows the direction of flight).

На фиг.4 изображен вид сверху на складную рулевую поверхность, при этом консоль находится в сложенном положении (стрелкой показан вектор скорости набегающего потока

).Figure 4 shows a top view of the folding steering surface, while the console is in the folded position (the arrow shows the velocity vector of the incoming flow

)

На фиг.5 изображено расположение площадей S₁ и S₂ для сложенной складной рулевой поверхности, вид сбоку.Figure 5 shows the location of the areas S ₁ and S ₂ for the folded folding steering surface, side view.

На фиг.6 изображено положение средней аэродинамической хорды для разложенной складной рулевой поверхности, вид сбоку.Figure 6 shows the position of the middle aerodynamic chord for the unfolded folding steering surface, side view.

На фиг.7 изображена складная рулевая поверхность в изометрической проекции, при этом консоль находится в рабочем положении.Figure 7 shows a folding steering surface in isometric projection, while the console is in the working position.

Рассмотрим вариант исполнения складной рулевой поверхности летательного аппарата (далее рулевой поверхности), при котором летательный аппарат выполнен в виде ракеты, размещаемой на авиационном носителе. В полете на подвеске под носителем и при пуске ракеты на рулевую поверхность действует набегающий поток, вызывающий повышенную моментную нагрузку на привод рулевой поверхности (или на устройство фиксации). Это может привести к таким последствиям, как снижение надежности оси вращения корневой части, а следовательно, и повышение потребной мощности привода, управляющего поворотом рулевой поверхности, что, в свою очередь, приводит к увеличению габаритов и массы конструкции. Повышенная моментная нагрузка на рулевую поверхность (в общем случае) при сложенном положении рулевой поверхности возникает в виде шарнирного момента, значение которого повышается за счет максимального расстояния между положением оси и центром давления рулевой поверхности (шарнирный момент - «Аэрогазодинамика органов управления полетом летательных аппаратов», В.Т.Калугин, Издательство МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2004, стр.17-18 и 237-240).Consider the embodiment of the folding steering surface of the aircraft (hereinafter the steering surface), in which the aircraft is made in the form of a rocket placed on an aircraft carrier. In flight on a suspension under the carrier and when the rocket is launched, the incident flow acts on the steering surface, causing an increased moment load on the steering surface drive (or on the locking device). This can lead to such consequences as a decrease in the reliability of the axis of rotation of the root part, and, consequently, an increase in the required power of the drive controlling the rotation of the steering surface, which, in turn, leads to an increase in the dimensions and weight of the structure. The increased moment load on the steering surface (in the general case) when the steering surface is folded up occurs in the form of a hinged moment, the value of which increases due to the maximum distance between the axis position and the center of pressure of the steering surface (hinged moment - “Aerogasdynamics of aircraft flight controls”, V.T. Kalugin, Publishing House of MSTU named after N.E.Bauman, 2004, pp. 17-18 and 237-240).

Рулевая поверхность состоит из корневой части 1 и консоли 2. Корневая часть 1 установлена на корпусе летательного аппарата с возможностью поворота относительно оси a₁, перпендикулярной корпусу летательного аппарата. Корневая часть 1 выполнена в виде рулевой поверхности, стреловидность передней кромки корневой части χ₁=20°÷70°. Величина размаха l₁ корневой части 1 ограничена условиями хранения, транспортировки и эксплуатации летательного аппарата. Например, в случае выполнения летательного аппарата в виде ракеты величина размаха l₁ корневой части 1 должна обеспечивать свободное размещение ракеты в транспортно-пусковом контейнере или под крылом самолета. В корневой части 1 выполнен паз 3, расположенный вдоль ее срединной поверхности.The steering surface consists of the root part 1 and the console 2. The root part 1 is mounted on the body of the aircraft with the possibility of rotation about the axis a ₁ perpendicular to the body of the aircraft. The root part 1 is made in the form of a steering surface, the sweep of the leading edge of the root part χ ₁ = 20 ° ÷ 70 °. The magnitude of the magnitude l _{1 of the} root part 1 is limited by the conditions of storage, transportation and operation of the aircraft. For example, in the case of the execution of the aircraft in the form of a rocket, the magnitude l _{1 of the} root part 1 should provide free placement of the rocket in the transport-launch container or under the wing of the aircraft. In the root part 1, a groove 3 is made, located along its middle surface.

В пазу 3 с возможностью поворота установлена консоль 2. Ось a₂ поворота консоли 2 относительно корневой части 1 перпендикулярна срединной поверхности корневой части 1 (следует отметить, что изображенное на фиг.1-7 положение оси a₂ перед осью a₁ является только примером осуществления изобретения и ось a₂ может быть расположена за осью a₁, не влияя на сущность изобретения). В разложенном положении консоли 2 стреловидность ее передней кромки χ₂=-20°÷80°. Величина l размаха рулевой поверхности выбирается исходя из задач, для решения которых будет использован летательный аппарат. Величина b₂ хорды консоли 2, аналогично размаху l₁ корневой части 1, ограничена условиями хранения, транспортировки и эксплуатации летательного аппарата. В сложенном положении консоль 2 расположена вдоль корпуса летательного аппарата по направлению движения летательного аппарата.Console 2 is mounted rotatably in the groove 3. The rotation axis a ₂ of the console 2 relative to the root part 1 is perpendicular to the middle surface of the root part 1 (it should be noted that the position of the axis a ₂ shown in Figs. 1-7 in front of the axis a ₁ is only an example of implementation invention and the axis a ₂ can be located behind the axis a ₁ without affecting the essence of the invention). In the unfolded position of the console 2, the sweep of its leading edge χ ₂ = -20 ° ÷ 80 °. The value of l the magnitude of the steering surface is selected based on the tasks for which the aircraft will be used. The value of b ₂ chords of the console 2, similar to the magnitude l _{1 of the} root part 1, is limited by the conditions of storage, transportation and operation of the aircraft. In the folded position, the console 2 is located along the body of the aircraft in the direction of movement of the aircraft.

Следует отметить, что в случае отсутствия консоли 2 размаха l₁ корневой части 1 недостаточно для эффективного управления.It should be noted that in the absence of a console 2, the span l _{1 of the} root part 1 is not enough for effective management.

Рулевая поверхность при разложенном положении консоли 2 имеет среднюю аэродинамическую хорду САХ длиной b_САХ. Расстояние h от переднего конца САХ до оси a₁ составляет 0,25÷0,5 b_САХ и выбирается из соображений осевой компенсации (осевая компенсация - см. «Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов», ред. Г.С.Бюшгенса, Москва, Наука Физматлит, 1996, стр.338-339, положение оси - тот же источник, с.412-413). Диапазон δ возможных положений оси изображен на фиг.6. Точное положение оси a₁ зависит от конкретных условий использования летательного аппарата, в частности от скоростей. Осевая компенсация позволяет снизить шарнирный момент, действующий на рулевую поверхность, за счет выбора рационального положения оси поворота рулевой поверхности. Таким образом, если корневая часть 1 отсутствует и консоль 2 установлена непосредственно на корпусе летательного аппарата с возможностью поворота относительно оси a₁, то при сложенном положении консоли 2 шарнирный момент, воздействующий на консоль 2, будет иметь максимальное значение, даже если в разложенном положении консоль 2 будет соответствовать требованиям осевой компенсации. Складная рулевая поверхность летательного аппарата, образованная корневой частью 1 и консолью 2 в разложенном положении, соответствует требованиям осевой компенсации. Рулевая поверхность, образованная корневой частью 1 и консолью 2 в сложенном положении, по возможности соответствует требованиям осевой компенсации. Если рулевая поверхность, образованная корневой частью 1 и консолью 2 в сложенном положении, не соответствует требованиям осевой компенсации, то шарнирный момент, действующий на консоль 2, значительно меньше шарнирного момента, возникающего в случае консоли 2 в сложенном положении при отсутствии корневой части 1. Это достигается подбором параметров m (расстояние от оси a₁ до задней кромки корневой части) и n (расстояние между осями a₁ и a₂) при соблюдении условия h=0,25÷0,5 b_1CAX. Отношение S₁:S₂ части площади сложенной рулевой поверхности S₁ (т.е. включая и корневую часть и консоль), расположенной перед осью a₁, к части площади сложенной рулевой поверхности S₂, расположенной за осью a₁, составляет от 1:1 до 3:1 (см. фиг.7). Это условие позволяет приблизить сложенную рулевую поверхность к условию осевой компенсации, при этом соблюдая требования к размаху консоли 2, хорде консоли 2, размаху корневой части 1 и условие осевой компенсации разложенной рулевой поверхности. Нет необходимости точно соблюдать условие осевой компенсации для сложенной рулевой поверхности, к тому же это может привести к несоблюдению условий, указанных выше, что недопустимо, поэтому и выбрано такое отношение площадей S₁:S₂. Корневая часть 1 и консоль 2 выполнены с высоконесущим аэродинамическим профилем, что проиллюстрировано на фиг.2, 4 и 5.The steering surface in the unfolded position of the console 2 has a middle aerodynamic chord SAX length b _SAX . The distance h from the front end of the SAX to the axis a ₁ is 0.25 ÷ 0.5 b _SAX and is selected for reasons of axial compensation (axial compensation - see "Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft", revised by G.S. Byushgens, Moscow, Nauka Fizmatlit, 1996, pp. 338-339, the position of the axis is the same source, pp. 412-413). The range δ of possible axis positions is shown in Fig.6. The exact position of the axis a ₁ depends on the specific conditions of use of the aircraft, in particular on speeds. Axial compensation allows you to reduce the articulated moment acting on the steering surface, by choosing the rational position of the axis of rotation of the steering surface. Thus, if the root part 1 is missing and the console 2 is mounted directly on the aircraft body with the possibility of rotation about the axis a ₁ , then when the console 2 is folded, the hinge moment acting on the console 2 will have a maximum value, even if the console is in the unfolded position 2 will meet the requirements of axial compensation. The folding steering surface of the aircraft, formed by the root part 1 and the console 2 in the unfolded position, meets the requirements of axial compensation. The steering surface formed by the root part 1 and the console 2 in the folded position, if possible, meets the requirements of axial compensation. If the steering surface formed by the root part 1 and the console 2 in the folded position does not meet the requirements of axial compensation, then the hinge moment acting on the console 2 is much less than the hinge moment that occurs in the case of the console 2 in the folded position in the absence of the root part 1. This is achieved by selecting the parameters m (the distance from the axis a ₁ to the trailing edge of the root part) and n (the distance between the axes a ₁ and a ₂ ) subject to the condition h = 0.25 ÷ 0.5 b _1CAX . The ratio S ₁ : S _{2 of the} part of the area of the folded steering surface S ₁ (i.e., including the root part and the console) located in front of the axis a ₁ to the part of the area of the folded steering surface S ₂ located behind the axis a ₁ is from 1 : 1 to 3: 1 (see Fig. 7). This condition allows you to bring the folded steering surface closer to the condition of axial compensation, while observing the requirements for the span of the console 2, the chord of the console 2, the span of the root part 1 and the condition of axial compensation of the unfolded steering surface. There is no need to strictly observe the condition of axial compensation for the folded steering surface, moreover, this can lead to non-compliance with the conditions indicated above, which is unacceptable, and therefore this ratio of the areas S ₁ : S ₂ is chosen. The root part 1 and the console 2 are made with a highly bearing aerodynamic profile, as illustrated in figure 2, 4 and 5.

Складная рулевая поверхность летательного аппарата снабжена устройством, обеспечивающим поворот корневой части 1, и устройством, обеспечивающим раскладывание консоли 2, а также может быть снабжена устройством, обеспечивающим фиксацию консоли в сложенном положении, и устройством, обеспечивающим фиксацию консоли в разложенном положении (на фигурах не показаны).The folding steering surface of the aircraft is equipped with a device that provides rotation of the root part 1, and a device that provides unfolding of the console 2, and can also be equipped with a device that secures the console in the folded position, and a device that secures the console in the unfolded position (not shown in the figures )

Складная рулевая поверхность летательного аппарата работает следующим образом.Folding steering surface of the aircraft operates as follows.

Производят пуск летательного аппарата и освобождают консоль 2 от фиксации в сложенном положении. С помощью устройства, обеспечивающего раскладывание консоли, приводят консоль 2 в рабочее положение. Фиксируют консоль 2 в рабочем положении. С помощью привода осуществляют управление положением складной рулевой поверхности летательного аппарата.Start the aircraft and release the console 2 from fixing in the folded position. Using the device that provides the folding console, bring the console 2 into position. Fix the console 2 in the working position. Using the drive control the position of the folding steering surface of the aircraft.

Техническое решение позволяет оптимизировать габаритно-массовые характеристики складной рулевой поверхности путем снижения моментной нагрузки, действующей на элементы складной рулевой поверхности в сложенном положении, за счет конструктивного исполнения складной рулевой поверхности. Складная рулевая поверхность летательного аппарата предназначена для применения в области летательных аппаратов, например управляемых ракет, в случае ограничения места для размещения рулевых поверхностей.The technical solution allows to optimize the overall mass characteristics of the folding steering surface by reducing the moment load acting on the elements of the folding steering surface in the folded position due to the design of the folding steering surface. The folding steering surface of the aircraft is intended for use in the field of aircraft, such as guided missiles, in case of limited space for the placement of steering surfaces.

Claims

1. A folding steering surface of an aircraft, comprising a root portion mounted rotatably on an aircraft body, and a console configured as a steering surface and mounted on a root portion rotatably about an axis perpendicular to the middle surface of the root portion, characterized in that the root part is made in the form of a steering surface, when the console is folded down, the ratio of the area part of the folding steering surface of the aircraft located over the axis of rotation of the root portion to the side of the square folding control surface of an aircraft, situated behind the rotation axis of the root portion, is from 1: 1 to 3: 1; while the folding steering surface of the aircraft in the unfolded position corresponds to the condition of axial compensation.

2. The folding steering surface of the aircraft according to claim 1, characterized in that the sweep of the leading edge of the root portion is from 20 ° to 80 °.

3. The folding steering surface of the aircraft according to claim 1, characterized in that the sweep of the leading edge of the console in the unfolded position is from -20 ° to 80 °.

4. The folding steering surface of the aircraft according to claim 1, characterized in that the root part and the console are made with a highly aerodynamic profile.