Решетчатая аэродинамическая поверхность

 

Использование: изобретение относится к ракетной технике, в частности к исполнительным механизмам рулевых и крыльевых приводов, а также в качестве рулевых устройств для лодок, катеров и т.п. Сущность изобретения: решетчатая аэродинамическая поверхность, преимущественно для ракеты, содержит силовую раму прямоугольной формы, включающую боковины, корневой и концевой планы и узлы крепления поверхности к валу рулевого привода, и размещенный внутри рамы набор разнотолщинных планов, образующих решетку в виде сот, в силовой раме боковины выполнены с уменьшающейся к концевой части поверхности толщиной, корневой план толще концевого, планы решетки убывают по толщине к концевой части поверхности плавно или (вариант) дискретно. 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в исполнительных механизмах рулевых и крыльевых приводов, преимущественно для ракет, а также может использоваться в качестве рулевых устройств для моторных лодок, катеров и т.п.

В настоящее время в исполнительных механизмах ракет разных видов и назначений используются несущие или управляющие решетчатые аэродинамические поверхности различной формы и разного конструктивного исполнения.

Одной из основных характерных особенностей решетчатой аэродинамической поверхности в отличие от монопланной, силовой набор которой расположен под обшивкой и в создании аэродинамических сил не участвует, является то, что в решетчатой аэродинамической поверхности силовой набор находится в потоке и, следовательно, составляет несущую площадь поверхности, то есть элементы решетчатой аэродинамической поверхности выполняют двойную роль: силовой конструкции, и аэродинамической поверхности. Следствием этого является тот факт что подъемная сила решетчатой аэродинамической поверхности оказывается в несколько раз большей, чем подъемная сила монопланового крыла при равных объемах.

Возможность уменьшения объема решетчатой аэродинамической поверхности по сравнению с монопланной приводит к существенному уменьшению силы лобового сопротивления от набегающего потока, так как решетчатая аэродинамическая поверхность представляет собой по существу тонкостенную форму, обладающую наряду с другими положительными качествами преимуществами перед монопланной схемой по жесткостным и весовым параметрам.

Известная решетчатая аэродинамическая поверхность с расположением планов решетки под углом 45^o к раме (так называемая сотовая), выбранная в качестве прототипа [1] Указанная поверхность содержит силовую раму прямоугольной формы, включающую боковины, корневой и концевой планы и узлы крепления поверхности к валу рулевого привода, и размещенный внутри рамы набор разнотолщинных планов, образующих решетку в виде сот.

Разнотолщинность планов в прототипе обеспечивается усилением некоторых планов в пределах размаха поверхности.

Соединение планов в решетку производится по типовой технологии посредством встречных пазов с последующей пайкой.

Заготовки планов выполнены с клиновидным заострением по передней и задней кромкам [2] Достоинства указанной поверхности определяются общими преимуществами решетчатых аэродинамических поверхностей по сравнению с традиционными монопланными.

Однако конструкция прототипа имеет ряд недостатков, в том числе наличие в конструкции решетчатой панели (образована силовой рамой и решеткой) усиленных планов вдоль всего размаха поверхности приводит к относительному увеличению силы лобового сопротивления данной поверхности. Кроме того, на решетке поверхности в местах заострения планов в передней их части остаются непропаянные части пазов, что на определенных режимах полета может привести к появлению в непропаянных местах "скачка уплотнения", что увеличит лобовое сопротивление поверхности, снизит ее суммарную подъемную силу и приведет к местному перегреву планов, то есть снизит их прочность, а в итоге повлияет на параметры полета ракеты.

Расположение узлов крепления поверхности к ракете по углам силовой рамы приводит при использовании решетчатой поверхности в качестве управляющей к увеличению габаритов выходного звена привода, выступающего в поток, то есть к увеличению его лобового сопротивления, и ослабляет корпус ракеты в этом месте, снижая возможность "утопить" это выходное звено в корпус.

Необходимость выполнения в заготовках тонких планов решетки пазов приводит к усложнению технологии изготовления поверхности: необходимость пакетирования заготовок, фрезерование или просечка пазов в штампах, зачистка заусенцев в пазах и на заостренных кромках, фиксация планов при пайке и т.п.

Введение в конструкцию решетки поверхности отдельных усиленных планов вдоль всего размаха поверхности вызывает необходимость выполнения в заготовках планов решетки разных по ширине пазов и в разных местах планов, что значительно усложняет и удорожает техпроцесс изготовления планов.

Вышеуказанные недостатки существенно снижают эксплуатационные, конструктивные параметры решетчатой аэродинамической поверхности, выбранной за прототип, и технологичность ее изготовления и в определенной степени ограничивают возможности ее использования.

Техническим результатом изобретения является создание конструкции, обладающей в комплексе пониженным лобовым сопротивлением, более высокой по сравнению с прототипом технологичностью, повышенной весовой отдачей, позволяющей поднять геометрические характеристики ракеты, ее энергетику, динамику и т.п.

Указанный технический результат достигается тем, что решетчатая аэродинамическая поверхность, преимущественно для ракеты, содержит силовую раму прямоугольной формы, включающую боковины, корневой и концевой планы и узлы крепления поверхности к валу привода, и размещенный внутри рамы набор разнотолщинных планов, образующих решетку в виде сот.

Для решения задачи создания конструкции решетчатой аэродинамической поверхности (далее поверхности), обладающей в комплексе пониженным лобовым сопротивлением, повышенной технологичностью, высокой весовой отдачей, в заявленном устройстве применен ряд взаимосвязанных конструктивных решений.

Боковины рамы выполнены с плавным уменьшением толщины, ее корневой и концевой планы выполнены с разной толщиной, убывающей по размаху поверхности от корневой к концевой ее части, планы решетки выполнены с плавным или дискретным уменьшением толщины, убывающей по длине плана от корневой к концевой части плана по размаху поверхности.

Такое решение конструкции, учитывая, что концевые элементы конструкции поверхности практически нагружены в полете меньше, чем корневые, позволяет за счет уменьшения их толщины снизить в комплексе лобовое сопротивление поверхности.

Соответственно снижается масса указанных конструктивных элементов и масса поверхности в целом, что повышает весовую отдачу конструкции, снижает момент инерции поверхности относительно ее продольной и поперечной осей и в итоге повышает динамические параметры привода и ракеты в целом.

В устройстве планы решетки образованы соединением рядов W образных пластин разной от ряда к ряду толщины, плавно или дискретно убывающей по размаху поверхности к концевой ее части, опирающихся концами на внутренние поверхности боковин рамы, причем воображаемые прямые линии, проведенные через исходные вершины выступов каждого ряда W образных пластин, параллельны корневому плану рамы.

Такое конструктивное решение решает конструктивно-технологическую задачу оформления убывающей по длине от корневой к концевой части поверхности толщины плана по п. 1 формулы: стенки W-образной пластины, установленной на корневой план поверхности, продолжаются в установленной на не пластине следующего ряда и т.п. причем толщины стенок следующих рядов убывают плавно или дискретно, в результате чего образуются составные планы решетки с убывающей по его длине от корневой к концевой части плана плавно или дискретно толщиной. Как следствие убывающей к концевой части планов по размаху поверхности толщины планов снижается лобовое сопротивление поверхности.

В предлагаемом устройстве сопрягаемые вершины W-образных пластин в местах контакта между собой имеют опорные площадки.

Это дает возможность установить через предварительно выполненные опорные площадки W-образные пластины ряд на ряд, прихватив технологически ряд к ряду точечной или конденсаторной сваркой, образовав технологический сотоблок; при этом стенки W-образных пластин одного ряда могут быть выставлены в единый наклонный план со стенками верхних рядов, сводится до минимума возможное смещение составных частей каждого плана, что в итоге работает на одно из основных направлений снижение лобового сопротивления поверхности.

В заявляемом устройстве W-образные пластины соединены между собой и с рамой неразъемно сваркой или пайкой.

Технологический сотоблок может быть дополнен корневым и концевым планами, при этом сотоблок может быть механически обработан для повышения точности по сопрягаемым с боковинами рамы размерам, после чего производится неразъемное соединение силовых элементов поверхности между собой сваркой (например, лазерной) или пайкой в единый конструктивный силовой блок.

В указанный конструктивный силовой блок технологически входит силовой кронштейн.

Такое построение технологического процесса сборки поверхности в итоге сводит к минимуму технологические отходы, влияющие на такие параметры, как повышенное лобовое сопротивление поверхности вследствие отклонений геометрических размеров элементов поверхности от расчетных значений, снижение конструктивной жесткости панели вследствие непропаев в соединении элементов поверхности, как это например может иметь место в прототипе при пайке планов соединенных "паз в паз", прочность сборки и т.д.

В заявленном устройстве планы решетки, рамы и боковины выполнены с клиновидным заострением передних и задних кромок.

Как известно из теории, лобовое сопротивление решетчатой поверхности складывается из лобового сопротивления трения и волнового сопротивления, причем величина волнового сопротивления прямо пропорционально зависит от формы профиля детали, находящейся в потоке. При этом заострение профиля (профилей) детали (деталей) снижает волновое сопротивление.

В заявляемом устройстве заострения кромок планов решетки выполнены симметричными. Как следует из вышеизложенного, заострение профиля детали, в том числе симметричное, снижает лобовое сопротивление детали, в данном случае плана.

Соседние планы, находясь друг от друга на расчетном расстоянии (шаг решетки t), оказывают друг от друга влияние через скачок уплотнения, отходящий от передней кромки соседнего плана и попадающий на его заднюю кромку, причем это влияние тем больше, чем больше угол атаки плана.

Степень взаимовлияния планов определяется при симметричном профиле толщиной плана и клиновидным заострением передних и задних кромок с углом 2. Из сказанного следует, что для снижения лобового сопротивления планов поверхности в зависимости от условий применения необходимо производить двухстороннее симметричное заострение планов.

При построении решетки поверхности с использованием предварительно деформированных W-образных пластин через предварительно образованные опорные площадки появляется возможность довести мехобработкой место контакта соседних рядов пластин, образовав в этих местах симметричное заострение планов, снизив тем самым возможность появления скачка уплотнения в местах перекрещивания стенок сотоблока в отличие от паяного "паз в паз" варианта сочленения планов в прототипе.

В заявленном устройстве узлы крепления поверхности к валу рулевого привода расположены в средней части корневого плана рамы и образованы отгибами боковин рамы, соединенными между собой и с корневым планом рамы силовым кронштейном.

Расположение узлов крепления поверхности к валу рулевого привода в средней части корневого плана между отгибами боковин рамы позволяет уменьшить габаритные размеры поверхности в зоне закрепления и, как следствие, заглубить узлы крепления поверхности к оси рулевого привода "в тело" корпуса ракеты, значительно снизив при этом лобовое сопротивление корневой части поверхности. Изгибы боковин рамы в зоне узлов крепления ужесточают конструкцию, снижая деформацию от нагрузок, что важно для работы рулевого привода.

Введение в эту зону силового кронштейна, объединяющего силовым способом боковины рамы, корневой план поверхности в единое целое, повышает жесткость выходных узлов привода, что в конечном счете увеличивает динамические свойства ракеты.

В заявленном устройстве силовой кронштейн выполнен сочленением П-образного и уголкового крышеобразного профилей, причем стойки П-образного профиля соединены с отгибами боковин рамы с образованием проушин крепления, а вершины уголкового крышеобразного профиля соединены с корневым планом рамы, при этом в проушинах выполнены сквозные отверстия под крепление поверхности к валу рулевого привода.

Кроме осуществления силовой жесткостной связи элементов рамы (боковин и корневого плана), силовой кронштейн позволяет перейти от сравнительно тонких конструктивных силовых элементов поверхности к более мощным проушинам с отверстиями под крепление поверхности к валу рулевого привода. Сам кронштейн, выполненный из двух деталей, представляет собой жесткую пространственную ферму, изготовленную и обработанную заранее, что повышает технологичность сборки.

На фиг. 1 показана общая конструкция решетчатой поверхности с плавным уменьшением толщины планов решетки; на фиг.2 вид I элемента решетчатой поверхности; на фиг. 3 вид II элемента решетчатой поверхности; на фиг. 4 - Вид III элемента решетчатой поверхности; на фиг. 5 Вид IV элемента решетчатой поверхности; на фиг. 6 сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 7 сечение Б-Б на фиг. 1; на фиг. 8 сечение В-В на фиг. 1; на фиг. 9 сечение Г-Г на фиг. 1 на фиг. 10 общая конструкция решетчатой поверхности с дискретным уменьшением толщины планов решетки; на фиг. 11 Вид Д на боковую поверхность решетчатой поверхности фиг. 1.

Функционально решетчатая аэродинамическая поверхность представляет собой несущую систему, состоящую из большого числа планов конечного размаха с малым размером хорды, а по существу является тонкостенной фермой, то есть представляет собой весьма легкую и жесткую конструкцию.

Основой конструкции является силовая рама, состоящая из двух симметричных (зеркально отраженных) боковин 1 и 2 (фиг. 1), с фигурными отгибами 3 и 4 в корневой их части, выполненных из стального листа, корневого 5 и концевого 6 планов, выполненных также из стального листа, соединенных неразъемно. Боковины, корневой и концевой планы выполнены с заострением кромок (фиг. 6 и 8), причем толщина боковины убывает к концу поверхности.

Внутри рамы расположен квадратно-диагональный набор тонкостенных предварительно деформированных W-образных пластин, установленных ряд на ряд, начиная с первого ряда, установленного на корневой план 5, а последний ряд контактирует с корневым планом 6 с неразъемным их соединением. W-образные пластины контактируют с боковинами 1 и 2, будучи соединены с ними неразъемно. W-образные пластины имеют в местах контакта между собой опорные площадки, через которые они соединяются неразъемно. Указанные W-образные пластины устанавливаются на корневой план и друг на друга таким образом, что воображаемые прямые линии, проведенные через исходные вершины выступов каждого ряда пластин, параллельны корневому плану. Так как в заготовках стенки W-образной пластины образуют угол 90^o то два плана, например 7 и 8 (фиг. 1) образуют квадратную ячейку сот с размером (шагом) t. Толщины планов в данном примере уменьшаются плавно с конкретным шагом от размера d_i до размера _i+1 (для планов 7 и 8) и т.д. до последнего ряда. Корневой и концевой планы 5 и 6 имеют фиксированную толщину ₁ и ₂. W-образные пластины выполнены в заготовках с симметричным клиновидным заострением на угол 2 (фиг. 7).

На фиг. 10 представлен вариант с двумя дискретными толщинами планов d₃ и ₄. При этом толщины корневого и концевого планов аналогичным фиг. 1 (₁ и ₂).

Силовая схема поверхности замыкается в корневой части силовым кронштейном 9, (фиг. 1), выполненным предварительно неразъемным соединением из П-образного и уголкового крышеобразных профилей, предварительно обработанного по посадочным местам и соединенного с отгибами боковин 1 и 2 (фиг. 1).

Сотовый блок поверхности, составленный из определенного количества W-образных пластин, корневого 5 и концевого 6 планов, может быть собран предварительно технологически посредством неразъемного соединения, например, конденсаторной или точечной сваркой, обработан по посадочным местам, контактирующим с боковинами 1 и 2 (фиг. 1), по месту стыка W-образных пластин в зоне опорных пластин (заострения кромок), вместе с силовым кронштейном 9 установлен в боковины 1 и 2 и собран окончательно неразъемным соединением, например, сваркой или пайкой по контактным площадкам (фиг. 2, 3, 4, 5), после чего в проушинах выполняются сквозные отверстия диаметрами d и D с размером L под крепление поверхности к валу рулевого привода. Одновременно в полученной сборной конструкции проводятся доводочные операции: снятие заусенцев на заостренных кромках боковин и планов.

Для снижения лобового сопротивления конструкции (сдвига скачка уплотнения в более высокий диапазон скоростей полета) на боковинах 1 и 2 (фиг. 1) выполнен скос 10 (фиг. 11) передней заостренной кромки, одновременно предохраняющей передние заостренные концы планов решетки от повреждения. Для этих же целей задняя кромка 11 боковин 1 и 2 удалена от задних заостренных концов планов решетки на расстояние К (фиг. 11). Планы решеток образуют хорды b поверхности (фиг. 11).

Решетчатая аэродинамическая поверхность работает следующим образом.

При появлении набегающего потока воздуха, взаимодействующего с решетчатой аэродинамической поверхностью под некоторым углом атаки с поверхностью планов, несущая площадь решетчатой поверхности, составленной из прямоугольных планов, создаст на поверхности подъемную силу. Несущая площадь решетчатой аэродинамической поверхности, составленной из прямоугольных планов, может быть определена соотношением S nlb, где n число планов поверхности, l размах поверхности (фиг. 1), b хорда поверхности (фиг. 11), при этом число планов n H/t + 1, где H высота крыла (фиг. 11), t шаг решетки крыла (фиг. 7).

Подъемная сила, возникшая на аэродинамической решетчатой поверхности будучи передана силовой конструкцией поверхности через узлы крепления (проушины с отверстиями фиг. 9) на ось рулевого привода создает в общем виде шарнирный момент М_ш, нагружающий привод.

Планы решетчатых крыльев, соответствующим образом спрофилированные подбором шага t решетки крыла (фиг. 1 и фиг. 7), толщиной d_i плана решетки (фиг. 7), углом заострения 2 передних и задних кромок плана решетки (фиг. 7), позволяют получить плавное обтекание до углов атаки 40-50^o, что значительно повышает динамические характеристики ракеты.

На сверхзвуковых скоростях полета планы решетки можно располагать достаточно близко друг от друга без их взаимного влияния через скачок уплотнения и получить большую суммарную площадь решетчатой аэродинамической поверхности в малом объеме, то есть улучшить маневренность ракеты. Например, при М 4 подъемная сила решетчатой поверхности примерно в 3 раза превышает подъемную силу соответствующего монопланного крыла при равных объемах, что в определенных условиях дает решетчатым поверхностям ряд преимуществ перед традиционными монопланными.

Поскольку решетчатая аэродинамическая поверхность представляет собой тонкостенную ферму (то есть легкую и прочную конструкцию), причем соотношение толщин планов и окантовок может выражаться в ряде случаев отношением 1: 20, это приводит к высокому уровню коэффициента использования материала КИМ, который лежит в пределах от 0,5 до 0,9. Этот коэффициент вычисляется по формуле
КИМ G/N,
где G масса изделия,
N норма расхода материала.

Однако действующее в полете на находящуюся в набегающем потоке конструкцию лобовое сопротивление может значительно снизить эффект применения решетчатой аэродинамической поверхности.

Исходя из этого в заявленной конструкции поверхности использованы практически все известные способы снижения лобового сопротивления, это профилирование (уменьшение толщины по размаху) боковин и заострение их передних и задних кромок; профилирование (подбор толщины и угла заточки) корневого и концевого планов, планов решетки; создание техпроцесса сборки сотоблока решетки поверхности через опорные площадки из заранее деформированных W-образных пластин; ужесточение корневой части решетчатой поверхности через сближение узлов крепления поверхности и введение специального кронштейна для снижения возможной деформации в полете; формирование узлов крепления поверхности к оси рулевого привода, позволяющих утопить корневую часть решетчатой аэродинамической поверхности в тело корпуса ракеты.

Перечисленные меры совершенствования решетчатой аэродинамической поверхности позволяют, по сравнению с прототипом, обеспечить более плавное (безотрывное) обтекание поверхности, то есть меньшее аэродинамическое сопротивление, что позволяет в комплексе с ракетой более гибко и многообразно решать поставленную задачу обеспечения характеристик ракеты и рулевого привода, в том числе такие, как геометрические характеристики ракеты, динамические свойства, энергетику, моменты инерции исполнительного звена привода и т.п.

Облик решетчатой управляющей поверхности, используемой в системе аэродинамического управления ракетой, непосредственно влияет на такие факторы, как возможность складывания ее в исходном состоянии вдоль корпуса ракеты, возможность раскрытия ее в полете только под действием постоянных аэродинамических сил, возможность снижения шарнирных моментов привода и т.п.

Эффективность изобретения, как показали конструктивные проработки комплекса "решетчатая управляющая поверхность рулевой привод ракета", заключается в реальной возможности решения вышеуказанных комплексных задач на всем диапазоне применения ракеты, в том числе при углах атаки до 40-50^o.

Формула изобретения

1. Решетчатая аэродинамическая поверхность преимущественно для ракеты, содержащая силовую раму прямоугольной формы, включающую боковины, корневой и концевой планы и узлы крепления поверхности к валу привода, и размещенный внутри рамы набор разнотолщинных планов, образующих решетку в виде сот, отличающаяся тем, что боковины рамы выполнены с плавным уменьшением толщины, ее корневой и концевой планы выполнены с разной толщиной, убывающей по размаху поверхности от корневой к концевой ее части, планы решетки выполнены с плавным или дискретным уменьшением толщины, убывающей по длине плана от корневой к концевой части плана по размаху поверхности.

2. Поверхность по п.1, отличающаяся тем, что планы решетки образованы соединением рядов предварительно деформированных W-образных пластин разной от ряда к ряду толщины, плавно или дискретно убывающей по размаху поверхности к концевой ее части, опирающихся концами на внутренние поверхности боковин рамы, причем воображаемые прямые линии, проведенные через исходные вершины выступов каждого ряда W-образных пластин, параллельны корневому плану рамы.

3. Поверхность по п.2, отличающаяся тем, что сопрягаемые вершины W-образных пластин в местах контакта между собой имеют опорные площадки.

4. Поверхность по пп.2 и 3, отличающаяся тем, что W-образные пластины соединены между собой и с рамой неразъемно сваркой или пайкой.

5. Поверхность по пп.1 и 2, отличающаяся тем, что планы решетки, рамы и боковины рамы выполнены с клиновидным заострением передних и задних кромок.

6. Поверхность по п.5, отличающаяся тем, что заострения кромок планов решетки выполнены симметричными.

7. Поверхность по п.1, отличающаяся тем, что узлы крепления поверхности к валу привода расположены в средней части корневого плана рамы и образованы отгибами боковин рамы, соединенными между собой и с корневым планом рамы силовым кронштейном.

8. Поверхность по п.7, отличающаяся тем, что силовой кронштейн выполнен сочленением П-образного и уголкового V-образного профилей, причем стойки П-образного профиля соединены с отгибами боковин рамы с образованием проушин крепления, а вершина уголкового V-образного профиля соединена с корневым планом рамы, при этом в проушинах выполнены сквозные отверстия под крепления поверхности к валу привода.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11

PC4A - Регистрация договора об уступке патента Российской Федерации на изобретение

Прежний патентообладатель:
ЗАО "Концерн Авиационное вооружение"

(73) Патентообладатель:
ООО "Промышленно-коммерческая компания "Инфоиндустрия-Холдинг"

Договор № РД0000408 зарегистрирован 04.05.2005

Извещение опубликовано: 10.08.2005        БИ: 22/2005

QB4A Регистрация лицензионного договора на использование изобретения

Лицензиар(ы): ООО "Общество содействия внедрению инвестиционных проектов"

Вид лицензии*: НИЛ

Лицензиат(ы): ОАО "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И.Торопова

Договор № РД0008768 зарегистрирован 11.05.2006

Извещение опубликовано: 27.06.2006        БИ: 18/2006

* ИЛ - исключительная лицензия        НИЛ - неисключительная лицензия