Разделяемый аэродинамический руль высокоскоростного летательного аппарата
DETACHABLE AERODYNAMIC RUDDER OF HIGH-SPEED AIRCRAFT

Изобретение относится к аэродинамическим органам стабилизации летательных аппаратов (ЛА), а более конкретно к цельноповоротным рулям.
Цельноповортные рули известны давно (например, Лебедев А.А. и Чернобровкин Л.С., Динамика полета беспилотных летательных аппаратов, Москва, Оборонгиз, 1962, стр. 146) и применяются на сверхзвуковых ЛА. Они представляют собой цельную консоль, расположенную на оси вращения. При этом, для уменьшения шарнирных моментов, ось вращения руля проходит через центр давления аэродинамического руля (АР). Недостатком рулей является то, что их эффективность зависит от условий применения ЛА. Так, при применении ЛА в широком диапазоне высот и скоростей, такие рули могут иметь как недостаточную, так и избыточную эффективность.
Эффективность АР определяется плечом между центром давления руля и центром масс ЛА, а также максимальной величиной управляющей силы, создаваемой рулем, т.е. подъемной силой руля. Подъемная сила АР определяется известной из аэродинамики формулой
где Y - подъемная сила,
ρ - плотность атмосферы,
V - скорость набегающего потока,
- скоростной напор,
у
С - коэффициент подъемной силы,
S - площадь сечения руля.
При проектировании площадь руля выбирается из условий применения ЛА (скорость, скоростной напор, угол атаки ЛА и угол отклонения рулей). Некоторые ЛА, например, гиперзвуковые планирующие летательные аппараты или возвращаемые космические аппараты планирующего типа, существуют в широких диапазонах скоростей и высот. В случае полета ЛА из верхних слоев атмосферы в нижние существенно растет q - скоростной напор, а, следовательно, растет эффективность рулей. Избыточная эффективность рулей может представлять проблему для управления ЛА на больших скоростных напорах. Для устранения этой проблемы предлагается техническое решение, направленное на уменьшение в полете площади сечения руля, а, следовательно, уменьшение его эффективности, путем отделения части АР. Однако если отделить часть АР произвольным образом, его центр давления сдвинется, что вызовет появление больших шарнирных моментов. Шарнирным моментом называют момент аэродинамических сил, действующих на руль относительно его оси вращения. В предлагаемом изобретении линия разделения расположена таким образом, что центр давления бортовой панели АР и центр давления всего АР лежат на оси вращения руля. При этом пиротехнический привод замкового устройства расположен внутри фюзеляжа ЛА с целью защиты от высоких температур.
Известно изобретение (патент РФ 2724081), предполагающее уменьшение площади АР при увеличивающемся скоростном напоре путем отделения боковых створок.
К недостаткам этого изобретения следует отнести то, что наличие боковых створок приводит к увеличению площади поперечного сечения АР и, соответственно, к увеличению его лобового сопротивления.
Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение управляемости ЛА при больших скоростных напорах с одновременным повышением надежности разделения руля с сохранением малых шарнирных моментов.
Поставленная задача достигается за счет того, что разделяемый АР высокоскоростного летательного аппарата (ВЛА) содержит бортовую панель, закрепленную на оси вращения с возможностью отделения при достижении больших скоростных напоров. При этом линия, по которой разделяется АР, выбрана таким образом, чтобы центр давления бортовой панели АР, так же как и центр давления всего АР лежали на оси вращения АР, при этом отделяемая панель установлена на бортовой панели с помощью шипового соединения и замкового устройства, установленного перпендикулярно линии разделения аэродинамического руля, состоящего из толкателя, болта с конической головкой, зажатого разрезной конической втулкой в патроне, который закреплен в начальном положении срезаемым фиксатором, кроме того внутри бортовой панели АР и фюзеляжа ВЛА соосно выполнен цилиндрический канал, в котором внутри фюзеляжа ВЛА установлен пиропатрон с пулей для воздействия на толкатель замкового устройства.
На фигуре представлена конструкция разделяемого АР ВЛА, где
1 - бортовая панель АР ВЛА;
2 - отделяемая панель АР ВЛА;
3 - шиповое соединение;
4 - линия разделения;
5 - центр давления АР ВЛА;
6 - центр давления бортовой панели АР ВЛА;
7 - ось вращения АР ВЛА.
8 - болт;
9 - разрезная коническая втулка;
10 - патрон;
11 - толкатель;
12 - гайка;
13 - срезаемый фиксатор;
14 - пиропатрон;
15 - пуля;
16 - цилиндрический канал.
Разделяемый АР ВЛА состоит из бортовой панели (1) и отделяемой панели (2), которые соединены между собой при помощи шипового соединения (3) и расположенного внутри бортовой панели замкового устройства с возможностью разделения. При этом линия разделения (4) выбрана таким образом, чтобы центр давления всего АР (5) и центр давления бортовой панели АР (6) лежали на оси вращения руля (7).
Замковое устройство установлено перпендикулярно линии разделения аэродинамического руля и состоит из болта (8) с конической головкой, зажатого разрезной конической втулкой (9) в патроне (10), и толкателя (11). За болт (8) гайкой (12) отделяемая панель (2) притянута к бортовой панели (1). Патрон (10) удерживается от перемещений внутри бортовой панели (1) срезаемым фиксатором (13).
С целью защиты от высоких температур пиропатрон (14) с пулей (15) расположены внутри фюзеляжа ВЛА. Внутри бортовой панели АР и фюзеляжа ВЛА соосно выполнен цилиндрический канал (16), проходящий от пиропатрона (14) до толкателя (11).
Устройство работает следующим образом.
Непосредственно перед отстрелом отделяемой панели (2) АР становится в нулевое положение, совмещая цилиндрический канал (16) руля и фюзеляжа. При подаче управляющего сигнала системы управления срабатывает пиропатрон (14), выстреливая пулю (15). Пуля (15), двигаясь по цилиндрическому каналу (16) ударяет по толкателю (11), который толкает патрон (10), срезая фиксатор (13), и освобождает разрезную коническую втулку (9). Продолжая свое движение толкатель (11) давит на болт (8), раздвигая освободившиеся половинки разрезной втулки (9) в стороны, и выталкивает его из отверстия бортовой панели (1), что приводит к отделению отделяемой панели (2) от бортовой панели (1) аэродинамического руля. После разделения аэродинамического руля оставшееся отверстие затыкается толкателем (11).
Предложенное техническое решение позволяет уменьшить площадь АР в полете и позволяет решить проблему управляемости ВЛА при увеличивающемся скоростном напоре с сохранением малых шарнирных моментов руля.