решетчатая аэродинамическая поверхность
Классы МПК: | B64C3/22 решетчатой конструкции F42B10/00 Средства воздействия, например улучшения аэродинамических свойств снарядов или реактивных снарядов; приспособления снарядов или реактивных снарядов для стабилизации, управления, увеличения или уменьшения дальности полета или торможения падения |
Автор(ы): | Беляев В.Н., Бычков Е.А., Ватолин В.В., Грачев А.В., Емельянов В.П., Крячков М.А., Левищев О.Н., Павлов В.И., Пустовойтов В.А., Рейдель А.Л., Соколовский Г.А. |
Патентообладатель(и): | Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" |
Приоритеты: |
подача заявки:
1995-05-11 публикация патента:
27.07.1997 |
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.
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11
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.Описание изобретения к патенту
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 45o 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










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 Мш, нагружающий привод. Планы решетчатых крыльев, соответствующим образом спрофилированные подбором шага t решетки крыла (фиг. 1 и фиг. 7), толщиной di плана решетки (фиг. 7), углом заострения 2

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 40-50o.
Класс B64C3/22 решетчатой конструкции
аэродинамическая конструкция, имеющая аэродинамический профиль, с гофрированным усиливающим элементом - патент 2523726 (20.07.2014) | ![]() |
Класс F42B10/00 Средства воздействия, например улучшения аэродинамических свойств снарядов или реактивных снарядов; приспособления снарядов или реактивных снарядов для стабилизации, управления, увеличения или уменьшения дальности полета или торможения падения