УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ СПУСКАЕМЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ
DEVICE FOR CONTROL OF DESCENT AIRSHIP

Изобретение относится к области авиационной и космической техники, в частности к летательным аппаратам.
Известно «Устройство управления спускаемым летательным аппаратом», содержащее, по крайней мере, два симметрично расположенных аэродинамических элемента, закрепленных на торцевой поверхности летательного аппарата с возможностью выдвижения за контур летательного аппарата под прямым углом к его продольной оси, приводы аэродинамических элементов, задействуемые по команде от системы управления. Каждый аэродинамический элемент снабжен собственным пиротехническим приводом и закреплен на торцевой поверхности летательного аппарата разрывными крепежными элементами с возможностью сброса соответствующего аэродинамического элемента после его срабатывания (патент на полезную модель РФ №67248, МПК7 F42B 10/00, опубликован 10.10.2007, Бюл. №28).
Недостатками этого устройства управления спускаемым летательным аппаратом являются:
- невозможность управления летательным аппаратом по углу крена (невозможность создания управляющего момента относительно продольной оси летательного аппарата);
- возможность управления только стабилизированным по углу крена летательным аппаратом;
- невозможность управления величиной аэродинамических усилий и моментов, реализующихся при задействовании каждого аэродинамического элемента, а также их разовое использование и, как следствие, ограничение количества возможных маневров в пространстве.
Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является аэродинамическая система управления движущимся в воздухе снарядом, включающая две пары отклоняемых в полете дефлекторов, расположенных в хвостовой части снаряда, и привод для их вращения. Дефлекторы шарнирно закреплены на корпусе снаряда, каждая пара дефлекторов установлена симметрично относительно продольной оси снаряда, а ось вращения каждого дефлектора расположена под некоторым углом к ней. Каждый дефлектор шарнирно соединен с осью вращения в зоне своей передней кромки (патент США №5398887, МПК7 F42B 10/00, опубликован 21.03.95).
Недостатком данной системы управления является реализация повышенного шарнирного момента на оси вращения каждого из четырех дефлекторов (при его отклонении) из-за размещения оси в зоне передней кромки и, как следствие, увеличение массогабаритных затрат на их приводы.
Технической задачей, решаемой с помощью предлагаемого устройства, является обеспечение пространственного управляемого маневра летательного аппарата и улучшение характеристик устройства управления.
Технический результат:
- обеспечение пространственного управляемого маневра летательного аппарата;
- уменьшение энергозатрат на управление ЛА и снижение массогабаритных характеристик устройства управления и всего летательного аппарата;
- возможность управления статическим запасом устойчивости летательного аппарата.
Указанный технический результат достигается тем, что в устройстве управления спускаемым летательным аппаратом содержится две пары аналогичных аэродинамических поворачиваемых элементов, расположенных в хвостовой части летательного аппарата и выполненных с возможностью выдвижения за его боковую поверхность, привод для их вращения, задействуемый по командам системы управления. В отличие от прототипа в заявляемом устройстве аэродинамические элементы расположены попарно симметрично относительно горизонтальной и вертикальной плоскостей, проходящих через продольную ось ЛА, при этом их плоскости симметрии смещены относительно указанной оси. Каждый аэродинамический элемент выполнен в виде части цилиндра, установленного на размещенной внутри ЛА оси вращения, полученной отсечением от цилиндра частей, выступающих за боковую поверхность ЛА, и снабжен отдельным приводом, задействуемым по командам системы управления, при этом оси вращения аэродинамических элементов расположены в одной плоскости, перпендикулярной продольной оси ЛА.
Расположение аэродинамических элементов попарно симметрично относительно горизонтальной и вертикальной плоскостей, проходящих через продольную ось ЛА, со смещением их плоскостей симметрии относительно указанной оси и расположение осей вращения аэродинамических элементов в одной плоскости, перпендикулярной продольной оси ЛА, позволяет:
- создавать управляющие усилия и моменты в каналах крена, тангажа и рыскания, причем управление может осуществляться как одновременно по всем каналам, так и по каждому каналу отдельно, что обеспечивает возможность реализации любого типа маневра;
- оснастить все аэродинамические элементы одинаковыми приводами и обеспечить симметричность конструкции, что снижает трудоемкость проектирования и производства летательного аппарата;
- управлять статическим запасом устойчивости летательного аппарата за счет изменения положения центра давления для обеспечения устойчивого полета с минимизацией величин требуемых управляющих усилий и моментов, что приводит к уменьшению необходимой мощности привода и снижению массогабаритных характеристик устройства управления и всего летательного аппарата.
Выполнение каждого аэродинамического элемента в виде части цилиндра, установленного на размещенной внутри ЛА оси вращения, полученной отсечением от цилиндра частей, выступающих за боковую поверхность ЛА, позволяет при выдвижении путем поворота аэродинамического элемента за боковую поверхность ЛА создать управляющее аэродинамическое усилие с обеспечением минимизации шарнирного момента на оси за счет обнуления аэродинамической составляющей. Обнуление аэродинамической составляющей шарнирного момента обеспечивается тем, что равнодействующая аэродинамических сил, приложенных к цилиндрической поверхности, проходит через ось цилиндра, т.е. через ось аэродинамического элемента. Это позволяет уменьшить мощность привода и, как следствие, снизить массогабаритные характеристики привода и всего ЛА.
Снабжение каждого аэродинамического элемента отдельным приводом, задействуемым по командам системы управления, позволяет во время полета в каждый момент времени отклонять каждый аэродинамический элемент на заданный для него угол (выдвигать за боковую поверхность ЛА), что обеспечивает реализацию соответствующей системы аэродинамических сил и моментов для управления летательным аппаратом.
Изобретение поясняется чертежами:
- на фиг.1 представлен общий вид устройства управления спускаемым летательным аппаратом;
- на фиг.2 представлен вид сзади на устройство управления спускаемым летательным аппаратом;
- на фиг.3 представлен разрез по одному из аэродинамических элементов.
Устройство управления спускаемым летательным аппаратом содержит четыре цилиндрических аэродинамических элемента 1, 2, 3 и 4, размещенных в хвостовой части корпуса 5 ЛА на максимальном расстоянии от центра масс 6. Каждый аэродинамический элемент установлен на размещенной внутри ЛА соответствующей оси вращения 7, закрепленной на корпусе 5, с возможностью его выдвижения за боковую поверхность 8 ЛА путем его поворота и выполнен в виде части цилиндра, полученной отсечением от цилиндра частей, выступающих за боковую поверхность 8 ЛА. Поворот каждого аэродинамического элемента осуществляется отдельным приводом 9 по командам от системы управления 10. Для питания приводов 9 ЛА оснащен элементами питания 11. Аэродинамические элементы располагаются попарно симметрично относительно горизонтальной 12 и вертикальной 13 плоскостей ЛА. Плоскости симметрии 14, 15, 16 и 17 соответствующих аэродинамических элементов 1, 2, 3 и 4 (плоскости их размещения) расположены под углом 45° к горизонтальной плоскости 12 и смещены относительно продольной оси 18 ЛА на заданное расстояние «А», при этом плоскости 14 и 17 проходят ниже оси симметрии 18 ЛА, а плоскости 15 и 16 - выше.
Устройство управления спускаемым летательным аппаратом работает следующим образом. При необходимости выполнения маневра летательным аппаратом по команде от системы управления 10 с помощью приводов 9 происходит поворот (выдвижение за боковую поверхность 8 ЛА) аэродинамических элементов 1, 2, 3, 4 вокруг соответствующих осей 7. В зависимости от заданного маневра каждый из аэродинамических элементов либо поворачивается на заданный для него угол в диапазоне от нуля до максимального значения α, либо остается в исходном положении (не выступает за боковую поверхность 8 ЛА). После выдвижения (поворота) любого из аэродинамических элементов, на участке его цилиндрической поверхности, выступающей за боковую поверхность ЛА 8, в результате воздействия набегающего потока реализуется повышенное давление и возникает аэродинамическая сила, создающая управляющий момент относительно осей X, Y и Z связанной системы координат OXYZ 19. Таким образом, при задействовании аэродинамических элементов 1, 2, 3 и 4 реализуется система управляющих сил и моментов и осуществляется пространственный маневр ЛА.
Например при повороте (выдвижении) аэродинамических элементов 1 и 3 (или 2 и 4) на одинаковый угол возникает момент крена и происходит закрутка ЛА «по» (или «против») часовой стрелке. При повороте (выдвижении) аэродинамических элементов 1 и 4 (или 2 и 3) на одинаковый угол возникает кабрирующий (или пикирующий) момент и происходит увеличение (или уменьшение) угла атаки. При повороте (выдвижении) аэродинамических элементов 1 и 2 или 3 и 4 на одинаковый угол возникают моменты рыскания и осуществляется разворот ЛА в горизонтальной плоскости. При повороте (в сторону увеличения или уменьшения угла поворота) всех аэродинамических элементов на одинаковый угол происходит смещение положения центра давления ЛА и осуществляется управление запасом статической устойчивости.
Использование предлагаемого устройства управления спускаемым летательным аппаратом позволяет:
- осуществлять трехканальное управление летательным аппаратом (по крену, тангажу и рысканию) с реализацией пространственных маневров;
- управлять запасом статической устойчивости летательного аппарата, в том числе для минимизации величин требуемых управляющих усилий и моментов, что в конечном итоге приводит к уменьшению потребной мощности привода и снижению массогабаритных характеристик устройства управления и всего летательного аппарата.
- уменьшить энергозатраты на управление ЛА за счет обнуления аэродинамической составляющей шарнирного момента на оси каждого аэродинамического элемента и, как следствие, снизить массогабаритные характеристики бортовых элементов питания, устройства управления и всего летательного аппарата.