RU2654236C1 - Aerodynamic control system of a hypersonic aircraft - Google Patents
Aerodynamic control system of a hypersonic aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2654236C1 RU2654236C1 RU2016145388A RU2016145388A RU2654236C1 RU 2654236 C1 RU2654236 C1 RU 2654236C1 RU 2016145388 A RU2016145388 A RU 2016145388A RU 2016145388 A RU2016145388 A RU 2016145388A RU 2654236 C1 RU2654236 C1 RU 2654236C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic
- aircraft
- shields
- flaps
- carbon
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 8
- CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N carbon carbon Chemical compound C.C CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 6
- 239000011203 carbon fibre reinforced carbon Substances 0.000 claims abstract description 6
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 239000002041 carbon nanotube Substances 0.000 claims abstract description 5
- 229910021393 carbon nanotube Inorganic materials 0.000 claims abstract description 5
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 4
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 claims abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 6
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 6
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 5
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 239000002048 multi walled nanotube Substances 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 2
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 2
- 101100008046 Caenorhabditis elegans cut-2 gene Proteins 0.000 description 1
- 239000011157 advanced composite material Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000013068 control sample Substances 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 238000010348 incorporation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000002114 nanocomposite Substances 0.000 description 1
- 239000002071 nanotube Substances 0.000 description 1
- ISWSIDIOOBJBQZ-UHFFFAOYSA-N phenol group Chemical group C1(=CC=CC=C1)O ISWSIDIOOBJBQZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000005011 phenolic resin Substances 0.000 description 1
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 description 1
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 1
- 239000002109 single walled nanotube Substances 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/34—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders collapsing or retracting against or within other surfaces or other members
- B64C9/36—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders collapsing or retracting against or within other surfaces or other members the members being fuselages or nacelles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкциях транспортных кораблей, возвращаемых летательных аппаратов (ЛА) различного типа составной цилиндро-конической, биконической или конической формы, совершающих вход и полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями.The invention relates to the field of rocket and space technology and can be used in the construction of transport ships, returnable aircraft (LA) of various types of composite cylindrical, biconical or conical shape, entering and flying in the atmosphere with hypersonic speeds.
Актуальность решаемой проблемы основана на потребности ракетной техники в создании возвращаемых летательных аппаратов с непрерывным высокоточным управлением по трем каналам в атмосфере на гиперзвуковых скоростях в условиях воздействия высоких скоростных и тепловых потоков.The urgency of the problem to be solved is based on the need of rocket technology to create returnable aircraft with continuous high-precision control over three channels in the atmosphere at hypersonic speeds under the influence of high speed and heat fluxes.
Известен проект маневрирующего летательного аппарата AMaRV (Advanced Maneuverable Reentry Vehicle), в котором применено устройство управления с помощью двух рядом расположенных (разрезных) аэродинамических щитков, отклоняемых по дифференциальной схеме и тем самым обеспечивающих управление летательным аппаратом по каналам тангажа и крена (см. Curley R.С, Penton А.P. «Manufacturing methods for reentry vehicle advanced composite substructures)). McDonnell Douglas astronautics Comp. 24-th national sample symposium and exhibition, vol. 24, book 1 of 2 books. - Hyatt Regency Hotel San Francisco, Calif., May 8-10, 1979; см. также Early Maneuvering Reentry Vehicle studies [Электронный ресурс]: http://www.secretprojects.со.uk/forum/index.php?topic=8981.msg80684.html?phpsessid=tpmhkdguu0gbkivfk4n7. McDonnell-Douglas Advanced Maneuverable Reentry Vehicle (AMaRV). «Reply #1 on: January 13, 2010». Электронные данные. - Режим доступа: http://www.secretprojects.со.uk/forum/index.php?topic=8981.0. Пара аэродинамических щитков установлена на боковой поверхности корпуса на плоскости, параллельной продольной плоскости корпуса. Проведенные исследования фирмой McDonnell Douglas показали, что такие щитки обеспечивают управление аппаратом относительно центра масс с безотрывным обтеканием корпуса в зоне размещения щитков и возможность совершения пространственного маневрирования аппарата с достаточно высокими перегрузками. Существенный недостаток такого устройства заключается в том, что при полете летательного аппарата в атмосфере канал рыскания остается неуправляемым, и возмущения, приводящие к возникновению пространственного балансировочного угла атаки в плоскости рыскания, могут быть компенсированы лишь частично управлением угла крена. Кроме того, аэродинамические щитки, представляющие собой фактически спойлеры Содерберга (патент US №3125313, 17.03.1964) с устройствами шарнирного крепления к корпусу и шарнирного соединения с рулевыми приводами, размещены в пазах на боковой поверхности корпуса с возможностью отклонений относительно боковой поверхности. При таком размещении исполнительных органов характерно затекание высокотемпературного потока в паз, в объем крепления к корпусу и размещения рулевого привода, а также обтекание щитков высокотемпературным потоком в ударном слое. Последнее вызывает повышенный унос теплозащиты щитков за счет абляции и эрозии материала. Кроме того, при таком размещении аэродинамических щитков управляющий момент существенно снижен за счет малого размера плеча от центра масс аппарата до точки приложения управляющей силы, что приводит к необходимости существенного увеличения управляющего усилия, и небольшого угла отклонения щитка и, как следствие, к возможному выходу плоскости щитка за пределы ударного слоя. The AMaRV (Advanced Maneuverable Reentry Vehicle) maneuvering aircraft project is known, in which a control device is used with two adjacent (split) aerodynamic shields deflected according to the differential scheme and thereby providing control of the aircraft through pitch and roll channels (see Curley R .C, Penton A.P. “Manufacturing methods for reentry vehicle advanced composite substructures)). McDonnell Douglas astronautics Comp. 24-th national sample symposium and exhibition, vol. 24, book 1 of 2 books. - Hyatt Regency Hotel San Francisco, Calif., May 8-10, 1979; see also Early Maneuvering Reentry Vehicle studies [Electronic resource]: http: //www.secretprojects.co.uk/forum/index.php? topic = 8981.msg80684.html? phpsessid = tpmhkdguu0gbkivfk4n7. McDonnell-Douglas Advanced Maneuverable Reentry Vehicle (AMaRV). "Reply # 1 on: January 13, 2010." Electronic data. - Access mode: http: //www.secretprojects.co.uk/forum/index.php? Topic = 8981.0. A pair of aerodynamic flaps is mounted on the side surface of the casing on a plane parallel to the longitudinal plane of the casing. Studies conducted by McDonnell Douglas showed that such shields provide control of the device relative to the center of mass with continuous flow around the housing in the area of the shields and the ability to perform spatial maneuvering of the device with fairly high overloads. A significant drawback of such a device is that when the aircraft is flying in the atmosphere, the yaw channel remains uncontrollable, and the disturbances leading to the appearance of a spatial balancing angle of attack in the yaw plane can only be compensated partially by controlling the angle of heel. In addition, aerodynamic flaps, which are actually Soderberg spoilers (US Pat. No. 3,223,313, 03/17/1964) with devices for hinging to the body and articulating with steering gears, are placed in grooves on the side surface of the body with the possibility of deviations relative to the side surface. With this arrangement of the executive bodies, the high-temperature flow flows into the groove, into the volume of attachment to the housing and the steering gear placement, as well as the flow around the shields with a high-temperature flow in the shock layer. The latter causes increased ablation of the heat shields due to ablation and erosion of the material. In addition, with this arrangement of aerodynamic flaps, the control moment is significantly reduced due to the small size of the shoulder from the center of mass of the apparatus to the point of application of the control force, which leads to the need for a significant increase in the control force, and a small deflection angle of the flap and, as a result, to the possible exit of the plane shield outside the shock layer.
Частично один из этих недостатков устранен в проекте летательного аппарата CAV (Common Aero Vehicle), в котором предусмотрена модернизация маневрирующего летательного аппарата по проекту AMaRV в части установки двух диаметрально расположенных аэродинамических щитков в плоскости, перпендикулярной плоскости установки пары аэродинамических щитков, т.е. в плоскости рыскания (см. McDonnell-Douglas Advanced Maneuverable Reentry Vehicle (AMaRV). ЭлектронныеOne of these drawbacks was partially eliminated in the design of the CAV (Common Aero Vehicle) aircraft, which provides for the modernization of the maneuvering aircraft according to the AMaRV project in terms of installing two diametrically located aerodynamic flaps in a plane perpendicular to the plane of installation of a pair of aerodynamic flaps, i.e. yaw plane (see McDonnell-Douglas Advanced Maneuverable Reentry Vehicle (AMaRV).
данные - 26 марта 2010 г. - Режим доступа: http://www.secretprojects.со.uk/forum/index.php?topic=8981.0; Regan, Frank J. and Anadakrishnan, Satya M., «Dynamics of Atmospheric Re-Entry», AIAA Education Series, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., New York, ISBN 1-56347-048-9, 1993). Тем самым обеспечивается управление и стабилизация канала рыскания, и, в конечном счете, формируется трехканальное непрерывное управление летательным аппаратом в атмосфере. Устройство является наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому результату к заявляемому устройству управления летательным аппаратом в атмосфере и принято в качестве прототипа.data - March 26, 2010 - Access mode: http: //www.secretprojects.so.uk/forum/index.php? topic = 8981.0; Regan, Frank J. and Anadakrishnan, Satya M., Dynamics of Atmospheric Re-Entry, AIAA Education Series, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., New York, ISBN 1-56347-048-9, 1993). This ensures the control and stabilization of the yaw channel, and, ultimately, a three-channel continuous control of the aircraft in the atmosphere is formed. The device is the closest in technical essence and the achieved technical result to the claimed device for controlling an aircraft in the atmosphere and is adopted as a prototype.
Недостаток устройства управления в этом проекте остается прежним и заключается в том, что в полете крепления щитков к корпусу и рулевому приводу обтекаются высокотемпературным потоком с затеканием в полости (в пазы, в которых размещены щитки), сами аэродинамические щитки при достаточно большом угле отклонения (δщ>20°) могут взаимодействовать (пересекаться) с ударной волной и, кроме того, установка щитков на боковой поверхности в кормовой части приводит к ухудшению его компоновки на ракете-носителе.The disadvantage of the control device in this project remains the same and that in flight, the attachment of the shields to the body and steering gear is streamlined by a high-temperature flow with flowing into the cavity (into the grooves in which the shields are placed), the aerodynamic shields themselves at a sufficiently large deflection angle (δ u > 20 °) can interact (intersect) with the shock wave and, in addition, the installation of shields on the side surface in the aft part leads to a deterioration of its layout on the launch vehicle.
Целью изобретения является разработка устройства управления, лишенного указанных недостатков и обеспечивающего повышенную эффективность и надежность управления летательным аппаратом с одновременным улучшением качества обтекания корпуса гиперзвуковым потоком.The aim of the invention is to develop a control device that is devoid of these drawbacks and provides increased efficiency and reliability of control of the aircraft while improving the quality of the flow around the hull with hypersonic flow.
Указанная цель достигается тем, что механизация боковой поверхности аппарата в виде аэродинамических поверхностей (щитков) вынесена с боковой поверхности корпуса и заключается в том, что отклоняемые плоские аэродинамические щитки, расположены в донной части и шарнирно установлены на срезе корпуса в кормовой его части и в исходном состоянии расположены на днище корпуса. Щитки шарнирно соединены с рулевымиThis goal is achieved by the fact that the mechanization of the side surface of the apparatus in the form of aerodynamic surfaces (shields) is removed from the side surface of the hull and lies in the fact that the deflected flat aerodynamic shields are located on the bottom and pivotally mounted on a section of the hull in the rear of the hull and in the original condition located on the bottom of the housing. Shields pivotally coupled to steering
приводами раздвижными штоками, снабженными устройством их однократного приведения из сложенного в рабочее положение.drives sliding rods equipped with a device for their single reduction from folded to working position.
Тем самым существенно увеличивается управляющий аэродинамический момент в каналах тангажа и рыскания за счет плеча приложения управляющей силы. Кроме того, аэродинамические поверхности (щитки) в рабочем положении находятся в донной области, а рулевые приводы со штоками размещаются в агрегатном отсеке в районе днища, выдвижение и отклонение аэродинамических щитков со штоками производится в области донного течения, где скоростные напоры и тепловые потоки существенно меньше, чем на боковой поверхности. Толщина ударного слоя за кормовым срезом существенно больше, и максимальный угол отклонения щитков с сохранением безотрывного обтекания может быть также увеличен до 25…30°. Согласно проведенным расчетам (см. Ю.М. Липницкий, А.В. Красильников, А.Н. Покровский и др. Нестационарная аэродинамика баллистического полета. М., «Физматлит», 2003, с. 105-143), при размещении аэродинамического щитка в донной части и закреплении его на срезе корпуса в кормовой части ЛА увеличение управляющего аэродинамического момента составляет ~48% и более в зависимости от продольного размера щитка. Для совершенствования условий обтекания пары аэродинамических щитков кормовая часть выполнена также как и в прототипе с плоским срезом, параллельным продольной оси корпуса. Аэродинамические щитки выполнены в форме, соответствующей в развернутом начальном состоянии продолжению поверхности корпуса перед щитком, тем самым формируется аэродинамический поток перед щитками безотрывного характера.This significantly increases the control aerodynamic moment in the pitch and yaw channels due to the shoulder application of the control force. In addition, aerodynamic surfaces (shields) are in the working position in the bottom region, and steering drives with rods are located in the aggregate compartment near the bottom, and the aerodynamic shields with rods are extended and deflected in the region of the bottom flow, where high-speed heads and heat fluxes are much lower than on the side surface. The thickness of the shock layer behind the aft section is much larger, and the maximum deflection angle of the shields while maintaining continuous flow can also be increased to 25 ... 30 °. According to the calculations (see Yu.M. Lipnitsky, A.V. Krasilnikov, A.N. Pokrovsky and others. Non-stationary aerodynamics of ballistic flight. M., "Fizmatlit", 2003, pp. 105-143), when placing the aerodynamic flap in the bottom part and fixing it on a section of the hull in the aft part of the aircraft, the increase in the control aerodynamic moment is ~ 48% or more, depending on the longitudinal size of the flap. To improve the flow conditions around a pair of aerodynamic flaps, the aft part is made as in the prototype with a flat cut parallel to the longitudinal axis of the body. The aerodynamic flaps are made in the form corresponding to the extended initial state of the continuation of the surface of the body in front of the flap, thereby forming an aerodynamic flow in front of the flaps of a continuous nature.
В исходном нерабочем состоянии аэродинамические щитки расположены на днище ЛА, тем самым их наличие не существенно влияет на габаритные размеры ЛА и не оказывает существенного влияния на его компоновку ЛА на ступени ракеты-носителя. Для приведения щитков вIn the initial inoperative state, the aerodynamic flaps are located on the bottom of the aircraft, thereby their presence does not significantly affect the overall dimensions of the aircraft and does not significantly affect its layout on the stage of the launch vehicle. To bring the shields into
рабочее положение штоки рулевых приводов выполнены раздвижными и снабжены устройством их раздвижения с фиксацией конечного положения.working position the rods of the steering drives are sliding and equipped with a device for their extension with the fixation of the final position.
Для минимизации уноса теплозащитного материала с поверхности щитков и его влияния на аэродинамические характеристики наружный слой теплозащитного покрытия щитков выполнен из углерод-углеродного композиционного материала с каркасом и связующим, содержащими армирующие волокна на основе углеродных нанотрубок. В настоящее время каркас теплозащитного покрытия может быть изготовлен из армирующих волокон на основе одностенных углеродных нанотрубок, а фенольное связующее для их пропитки может быть армировано многостенными углеродными нанотрубками, что также повышает термоэрозионную стойкость теплозащиты. Согласно экспериментальным исследованиям (см. J.S. Tate, S. Gaikwad, N. Theodoropoulou, Е. Trevino, and J.H. Koo. Carbon Phenolic Nanocomposites as Advanced Thermal Protection Material in Aerospace Applications. Texas State University-San Marcos, San Marcos, TX 78666-4616, USA. Journal of Composites, volume 2013 (2013), article ID 403656, 9 pages. May 2013, (http://dx.doi.org/10.1155/2013/403656)), включение в фенольную смолу многостенных нанотрубок с массовой долей 2% приводит к снижению уноса массы с 26% до 23% и уменьшению линейной усадки материала в 2,13 раза по сравнению с контрольным образцом (без включения многостенных нанотрубок), для которого линейная усадка составляет 0,83 мм.To minimize the ablation of the heat-shielding material from the surface of the shields and its effect on the aerodynamic characteristics, the outer layer of the heat-shielding coating of the shields is made of a carbon-carbon composite material with a frame and a binder containing reinforcing fibers based on carbon nanotubes. Currently, the frame of the heat-shielding coating can be made of reinforcing fibers based on single-walled carbon nanotubes, and the phenolic binder for their impregnation can be reinforced with multi-walled carbon nanotubes, which also increases the thermal erosion resistance of thermal shielding. According to experimental studies (see JS Tate, S. Gaikwad, N. Theodoropoulou, E. Trevino, and JH Koo. Carbon Phenolic Nanocomposites as Advanced Thermal Protection Material in Aerospace Applications. Texas State University-San Marcos, San Marcos, TX 78666- 4616, USA Journal of Composites, volume 2013 (2013),
Сущность изобретения поясняется фиг. 1…3. На фиг. 1 представлена конструктивно-компоновочная схема аэродинамической системы управления ЛА в атмосфере с помощью аэродинамических щитков в рабочем положении. Корпус 1 ЛА выполнен с плоским срезом 2, параллельным продольной оси корпуса. На корпусе на шарнирах 3 крепятся два разрезных щитка 4 управления по тангажу и крену. Рулевые приводы 5 соединены шарнирно с помощью шарниров 6 со щитками посредством раздвижных штоков 7. Два аэродинамических щитка 8 управления по каналу рыскания посредством шарниров 9 крепятся на раздвижных штоках 10 к рулевым приводам 11.The invention is illustrated in FIG. 1 ... 3. In FIG. 1 shows the structural layout of the aerodynamic control system of an aircraft in the atmosphere using aerodynamic shields in the working position. Housing 1 aircraft is made with a
Наружный слой 12 теплозащитного покрытиям аэродинамических щитков выполнен из углерод-углеродного композитного материала армированного углеродными нанотрубками.The
На фиг. 2 представлена конструктивно-компоновочная схема устройства со сложенными щитками - вид А, где корпус ЛА - 1, плоскость среза - 2, два разрезных щитка управления по каналам тангажа и рыскания - 4 и два щитка управления по каналу рыскания - 8; все щитки в сложенном состоянии на днище корпуса.In FIG. 2 is a structural diagram of a device with folded shields — view A, where the aircraft body is 1, the cut plane is 2, two split control panels along the pitch and yaw channels are 4, and two control panels along the yaw channel are 8; all shields folded on the bottom of the case.
На фиг. 3 представлена зависимость коэффициента управляющего момента 
Устройство работает следующим образом. В полете в атмосфере при достижении плотных слоев подается команда на раскрытие, т.е. приведение в рабочее положение аэродинамических щитков. Это происходит путем срабатывания устройства раздвижения штоков 7 и 10. Далее подается команда на активацию рулевых приводов 5 и 11, и ЛА совершает программный управляемый полет до точки посадки. Наружный теплозащитный слой 12 обеспечивает в полете повышенную абляционную и эрозионную стойкость щитков.The device operates as follows. In flight in the atmosphere, upon reaching dense layers, a command is issued for disclosure, i.e. bringing aerodynamic flaps into working position. This happens by triggering the
Технический результат использования изобретения состоит в следующем. Крепление аэродинамических щитков с помощью шарниров к корпусу ЛА на его срезе обеспечивает повышенный на 48% и более управляющий аэродинамический момент за счет увеличенного плеча до точки приложения управляющей силы. Кроме того щитки при нулевых углах отклонения являются продолжением поверхности корпуса, что создает возможность увеличения угла их отклонения в ~1,3 раза по сравнению с прототипом (без пересечения головной ударной волны или образования λ - скачка уплотнения). Расположение аэродинамических щитков на днище корпуса в сложенном положении, что возможно за счет применения раздвижных штоков, минимизирует их влияние на аэродинамические характеристики аппарата до момента начала управляемого полета и существенно улучшает компоновку ЛА на ступени ракеты-носителя.The technical result of using the invention is as follows. The fastening of aerodynamic shields by means of hinges to the aircraft body on its section provides an aerodynamic control moment increased by 48% or more due to the increased shoulder to the point of application of the control force. In addition, the shields at zero deflection angles are a continuation of the surface of the body, which makes it possible to increase the angle of their deflection by ~ 1.3 times compared with the prototype (without crossing the head shock wave or the formation of a λ - shock wave). The location of the aerodynamic flaps on the bottom of the hull in the folded position, which is possible due to the use of sliding rods, minimizes their effect on the aerodynamic characteristics of the aircraft until the start of a controlled flight and significantly improves the layout of the aircraft at the launch vehicle stage.
Применение теплозащитного покрытия аэродинамических щитков из углерод-углеродного композитного материала, армированного углеродными нанотрубками минимизирует унос материала и его влияние на аэродинамические характеристики щитков и аппарата в целом, а также улучшает возможность его применения (совместимость) в конструкции щитков с другими материалами за счет коэффициента термического линейного расширения.The use of a heat-protective coating of aerodynamic shields made of carbon-carbon composite material reinforced with carbon nanotubes minimizes material ablation and its influence on the aerodynamic characteristics of the shields and the apparatus as a whole, and also improves the possibility of its use (compatibility) in the design of shields with other materials due to the linear thermal coefficient extensions.
Таким образом, по сравнению с прототипом в предлагаемом устройстве повышена эффективность управления на 48% и более и качественноThus, in comparison with the prototype in the proposed device increased control efficiency by 48% or more and more efficiently
улучшена картина обтекания корпуса за счет обеспечения безотрывного обтекания корпуса и аэродинамических щитков с увеличенными в 1,3 раза углами их отклонения, а также повышается надежность управления и точность исполнительных органов за счет выполнения теплозащитного покрытия щитков из армированного нанотрубками углерод-углеродного композитного материала с высокой эрозионной стойкостью.the flow pattern around the casing is improved by providing continuous flow around the casing and aerodynamic shields with angles of deviation increased by 1.3 times, and the control reliability and accuracy of executive bodies are improved due to the heat-shielding of the shields made of carbon-carbon composite material reinforced with nanotubes with high erosion resistance.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016145388A RU2654236C1 (en) | 2016-11-21 | 2016-11-21 | Aerodynamic control system of a hypersonic aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016145388A RU2654236C1 (en) | 2016-11-21 | 2016-11-21 | Aerodynamic control system of a hypersonic aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2654236C1 true RU2654236C1 (en) | 2018-05-17 |
Family
ID=62153068
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016145388A RU2654236C1 (en) | 2016-11-21 | 2016-11-21 | Aerodynamic control system of a hypersonic aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2654236C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2770895C1 (en) * | 2021-08-24 | 2022-04-25 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Aerodynamic control actuators of the transport spacecraft |
| RU2806135C1 (en) * | 2022-12-28 | 2023-10-26 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") | Rotary part of aircraft tail boom |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3125313A (en) * | 1964-03-17 | Aircraft control means | ||
| US3511453A (en) * | 1967-04-27 | 1970-05-12 | Raytheon Co | Controllable reentry vehicle |
| US6502785B1 (en) * | 1999-11-17 | 2003-01-07 | Lockheed Martin Corporation | Three axis flap control system |
| UA83237C2 (en) * | 2006-02-13 | 2008-06-25 | Государственное Предприятие "Конструкторское Бюро "Южное" Им. М.К. Янгеля» | Controlled aircraft |
-
2016
- 2016-11-21 RU RU2016145388A patent/RU2654236C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3125313A (en) * | 1964-03-17 | Aircraft control means | ||
| US3511453A (en) * | 1967-04-27 | 1970-05-12 | Raytheon Co | Controllable reentry vehicle |
| US6502785B1 (en) * | 1999-11-17 | 2003-01-07 | Lockheed Martin Corporation | Three axis flap control system |
| UA83237C2 (en) * | 2006-02-13 | 2008-06-25 | Государственное Предприятие "Конструкторское Бюро "Южное" Им. М.К. Янгеля» | Controlled aircraft |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2770895C1 (en) * | 2021-08-24 | 2022-04-25 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Aerodynamic control actuators of the transport spacecraft |
| RU2809201C1 (en) * | 2022-11-28 | 2023-12-07 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МО РФ | Device of the aircraft aerodynamic control system |
| RU2806135C1 (en) * | 2022-12-28 | 2023-10-26 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") | Rotary part of aircraft tail boom |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| US9745048B2 (en) | Morphing aerofoil | |
| US8016233B2 (en) | Aircraft configuration | |
| Englar et al. | Application of circulation control to advanced subsonic transport aircraft, part I-airfoil development | |
| US6513754B1 (en) | Transonic flow shockwave position stabilizer | |
| Bushnell | Supersonic aircraft drag reduction | |
| RU2082651C1 (en) | Light flying vehicle | |
| verma et al. | Challenge and advantage of materials in design and fabrication of composite UAV | |
| RU2654236C1 (en) | Aerodynamic control system of a hypersonic aircraft | |
| US3065937A (en) | Collapsible spacecraft | |
| Behera et al. | Application of nanofibers in aerospace industry | |
| Krzysiak | Wind tunnel tests of damage to the Tu-154M aircraft wing | |
| US10343764B2 (en) | Aircraft wheel fairing drag device | |
| Murri et al. | Actuated forebody strake controls for the F-18 high-alpha research vehicle | |
| US20220315250A1 (en) | Space aircraft with optimised design and architecture | |
| Keller et al. | Investigation and improvement of directional stability and control of a propeller-driven stol aircraft | |
| Parancheerivilakkathil et al. | A polymorphing wing capable of span extension and variable pitch. Aerospace 2022, 9, 205 | |
| Brown | The effect of forebody geometry on turbulent heating and thermal protection system sizing for future mars mission concepts | |
| Alley et al. | Development of a Cruise-Efficient Extreme-STOL capable demonstrator UAV | |
| Ro et al. | Aerodynamic characteristics of a free-wing tilt-body unmanned aerial vehicle | |
| Diekmann | Analysis of trimmable conditions for a civil aircraft with active high-lift system | |
| Sommerwerk et al. | Influence of engine modeling on structural sizing and approach aerodynamics of a circulation controlled wing | |
| August et al. | Ring wing for an underwater missile | |
| RU2809201C1 (en) | Device of the aircraft aerodynamic control system | |
| Manokaran et al. | RLV-TD Flight Measured Aeroacoustic Levels and its Comparison with Predictions |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20200619 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201122 |