АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Заявленное техническое решение относится к области ракетной техники, а именно к аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам и т.п.) применяемых в высокоскоростных летательных аппаратах (ЛА), например в управляемых ракетах.
Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту RU №135616, 2013 г., которое и было принято авторами за аналог.
Данное техническое решение представляет собой аэродинамическую поверхность высокоскоростного ЛА в качестве руля для ЛА типа управляемой ракеты и т.п. Аэродинамическая поверхность состоит из привода управления, панели и передней кромки. Аэродинамическая поверхность устанавливается на ракете посредством привода управления. Привод управления жестко соединена с панелью, которая формируется из легкого по весу композитного материала или металлов типа титана. Панель снабжена жаростойкой кромкой, которая и крепится к панели, при этом кромка расположена на передней и концевой части аэродинамической поверхности, которые подвергается максимальному нагреву в полете.
Однако, с учетом того, что верхняя часть кромки расположена на концевой хорде аэродинамической поверхности, то увеличение длинны концевой хорды приведет к увеличению кромки по всей передней части аэродинамической поверхности и, как следствие, к увеличению массы аэродинамической поверхности. Для снижения массы аэродинамической поверхности с удлиненной концевой хордой, с учетом применения в конструкции разных материалов с разными коэффициентами температурного расширения возникает необходимость введение в конструкцию дополнительной концевой кромки расположенную в районе концевой хорды аэродинамической поверхности с необходимой температурной развязкой между кромками и панелью.
Техническим результатом полезной модели является уменьшения массы аэродинамической поверхности.
Указанный технический результат достигается тем, что аэродинамическая поверхность ЛА, содержащая панель, установленную на корпусе летательного аппарата (ракеты), при этом на передней части панели закреплена передняя кромка из жаростойкого материала. В кромке выполнен Т-образный паз, а на панели выполнен соответствующий пазу профиль для размещения в пазу передней кромки. Передняя кромка жестко закреплена на панели в одной точке в районе передней части корневой хорды аэродинамической поверхности. На концевой части панели закреплена концевая кромка из жаростойкого материала с Т-образным пазом. На концевой части панели выполнен соответствующий пазу концевой кромки профиль для размещения в пазу концевой кромки. Концевая кромка жестко закреплена на панели в одной точке в районе передней части концевой хорды аэродинамической поверхности с возможностью контакта с верхней частью передней кромки и образованием теоретического контура аэродинамической поверхности, при этом Т-образный паз передней кромки выполнен до концевой кромки.
Предложенное техническое решение поясняется чертежами - на фиг. 1, 2, 3, где представлены общий вид аэродинамической поверхности и сечения по элементам конструкции аэродинамической поверхности.
На фиг. 1, 2, 3 указаны позиции в следующем порядке:
1 - аэродинамическая поверхность;
2 - корпус;
3 - панель;
4 - передняя часть панели;
5 - концевая часть панели;
6 - передняя кромка;
7 - паз;
8 - профиль;
9 - концевая кромка;
10 - паз;
11 - профиль;
12 - винт;
13 - ось.
Предлагаемое устройство состоит из аэродинамической поверхности 1 установленной на корпусе 2 ракеты. Аэродинамическая поверхность 1 содержит панель 3, которая содержит переднюю 4 и концевую 5 части. На передней части панели 4 закреплена передняя кромка 6 из жаростойкого материала. В кромке выполнен Т-образный паз 7, а на передней части панели 4 выполнен профиль 8 для размещения в пазу 7. На концевой части панели 5 закреплена концевая кромка 9 из жаростойкого материала с Т-образным пазом 10. На концевой части панели 5 выполнен профиль 11 для размещения в пазу 10. Передняя кромка 6 жестко закреплена на панели 3 в одной точке в районе передней части корневой хорды аэродинамической поверхности 1 при помощи винта 12. Концевая кромка 9 жестко закреплена на панели 3 в одной точке в районе передней части концевой хорды аэродинамической поверхности 1 при помощи оси 13.
Устройство работает следующим образом. Во время полета ракеты при высоких скоростях аэродинамическая поверхность 1 подвергается нагреву, причем передняя и концевая части аэродинамической поверхности 1 подвержена значительно большему нагреву, нежели остальные части. Поэтому передняя часть аэродинамической поверхности 1 выполнена в виде жаростойкой передней кромки 6, концевая часть выполнена в виде жаростойкой концевой кромки 9, а остальные части аэродинамической поверхности 1 формируются из легкого по весу композитного материала или металлов типа титана. Однако с учетом того, что передняя кромка 6, концевая кромка 9 и панель 3 изготовлены из разных материалов, имеющих разные коэффициенты температурного расширения, а интенсивность их нагрева значительно отличается, то передняя кромка 6 при нагреве во время полета будет расширяться, перемещаясь вдоль передней части панели 4, а концевая кромка 7 при нагреве будет расширяться, перемещаясь вдоль концевой части панели 5. Для обеспечения температурной развязки между передней кромкой 6 и панелью 3 в передней кромке 6 выполнен Т-образный паз 7, а на панели 3 выполнен Т-образный профиль 8, который расположен в Т-образном пазе 7. Передняя кромка 6 жестко крепится к панели 3 при помощи винта 12, в районе передней части корневой хорды аэродинамической поверхности 1. Винт 12 предотвращает взаимодействие передней кромки 6 с корпусом 2 во время воздействия повышенной температуры во время полета, при этом передняя кромка 6 расширяется в противоположную сторону от корпуса ракеты 2 вдоль панели 3 по Т-образному профилю 8. Для обеспечения температурной развязки между концевой кромкой 9 и панелью 3 в концевой кромке 9 выполнен Т-образный паз 10, а на панели 3 выполнен Т-образный профиль 11, который расположен в Т-образном пазе 10. Концевая кромка 9 жестко крепится к панели 3 при помощи оси 13, в районе передней части концевой хорды аэродинамической поверхности 1, при этом корневая кромка 9 контактирует с передней кромкой 6 с образованием теоретического обвода аэродинамической поверхности 1. Ось 13 предотвращает от изламывающего взаимодействия концевой кромки 9 с передней кромкой 6 во время воздействия повышенной температуры во время полета, при этом концевая кромка 9 расширяется в противоположную сторону от передней кромки 6 вдоль панели 3 по Т-образному профилю 11. Для снятия передней кромки 6 и концевой кромки 9 с панели 3 во время сборки или транспортировки аэродинамической поверхности 1 необходимо выкрутить винт 12 и снять переднюю кромку 6 с Т-образного профиля 8, затем вынуть ось 13 и снять концевую кромку 9 с Т-образного профиля 11.
Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию аэродинамической поверхности ЛА с температурными развязками его элементов выполненных из материалов с разными коэффициентами температурного расширения и обеспечить простоту их сборки и демонтажа.