УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ СПУСКАЕМЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ

Полезная модель относится к области военной и космической техники, в частности, к управляемым летательным аппаратам.
Известна аэродинамическая систем управления движущимся в воздухе летательным аппаратом (снарядом) включающая две пары отклоняемых в полете дефлекторов, расположенных в хвостовой части снаряда и привода 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 этого устройства управления являются нарушение целостности корпуса снаряда, сложность конструкции дефлекторов и их привода, а также относительно малое быстродействие из-за наличия поворотных устройств.
Наиболее близким техническим решением к описываемой полезной модели является устройство управления ракетой по двум осям (Заявка ФРГ №3542052, МПК4 F42B 10/00, G05D 1/05, опубликован 04.06.87.), содержащее на хвостовой части ракеты симметричный относительно оси полета управляющий насадок, который установлен на механизме управления. При задействовании двигателя управляющий механизм перемещает насадок в радиальном направлении относительно оси полета и поворачивает насадок вокруг нее в положение, необходимое для управления. При этом насадок выступает за контур
ракеты эксцентрично оси полета. Данное устройство выбрано в качестве прототипа.
Недостатками этого устройства управления являются:
- большие массогабаритные затраты и сложность конструкции;
- сравнительно низкое быстродействие вследствие применения механического управления и привода управляющей аэродинамической поверхностью.
Техническая задача, решаемая с помощью предлагаемого устройства управления спускаемым летательным аппаратом заключается в повышении характеристик устройства управления.
Технический результат:
- увеличение быстродействия;
- снижение массогабаритных параметров;
- упрощение конструкции.
Для решения поставленной задачи предлагается устройство управления спускаемым летательным аппаратом, содержащее установленный на задней торцевой части летательного аппарата аэродинамический элемент, выполненный с возможностью выдвижения за контур летательного аппарата под прямым углом к его продольной оси, привод аэродинамического элемента, задействуемый по команде от системы управления.
Новым в данном устройстве управления спускаемым летательным аппаратом является то, что он содержит, по крайней мере, два аналогично выполненных и симметрично расположенных аэродинамических элемента, каждый из которых снабжен собственным пиротехническим приводом и закреплен на торцевой поверхности летательного аппарата разрывными крепежными элементами с возможностью сброса соответствующего аэродинамического элемента после его срабатывания.
Наличие, по крайней мере, двух аналогично выполненных и симметрично расположенных аэродинамических элементов, закрепленных на торцевой поверхности летательного аппарата разрывными крепежными элементами с возможностью сброса соответствующего аэродинамического элемента после его срабатывания позволяет практически единовременно, сбросив один из аэродинамических элементов, заменить его действие на действие диаметрально ему противоположного, что приводит к быстрой смене знака управляющего момента (например кабрирующего на пикирующий) и позволяет совершить интенсивный маневр в одной плоскости. Снабжение каждого из аэродинамических элементов собственным пиротехническим приводом обеспечивает максимальное быстродействие аэродинамического элемента, что значительно снижает интервал времени от выдачи сигнала системой управления до реализации требуемых управляющих моментов и увеличению эффективности устройства управления в целом.
При оснащении спускаемого летательного аппарата более чем одной парой аналогично выполненных и симметрично расположенных аэродинамических элементов и управляя срабатыванием их пиротехнических приводов и разрывных крепежных элементов, появляется возможность совершения летательным аппаратом пространственного маневра.
Сущность полезной модели поясняется чертежами:
- на фиг.1 показан общий вид устройства управления спускаемым летательным аппаратом;
- на фиг.2 показан вид сзади на устройство управления спускаемым летательным аппаратом;
- на фиг.3 показан общий вид устройства управления спускаемым летательным аппаратом с выдвинутым аэродинамическим элементом;
- на фиг.4 показан общий вид устройства управления спускаемым летательным аппаратом со сброшенным аэродинамическим элементом.
Устройство управления спускаемым летательным аппаратом 12 состоит из двух аэродинамических элементов 1 и 2, которые установлены симметрично относительно продольной оси 3 спускаемого летательного аппарата 12 на его задней торцевой части 4 с возможностью выдвижения за контур летательного аппарата 12 под прямым углом к его продольной оси 3. Аэродинамические элементы 1, 2 оснащены индивидуальными пиротехническими приводами 5, 6 и закреплены с помощью разрывных крепежных элементов 7, 8 на силовом основании 9. Силовое основание 9 закреплено на торцевой поверхности 4 корпуса 10 спускаемого летательного аппарата 12. Для выдачи сигналов на срабатывание пиротехнических приводов и разрывных крепежных элементов внутри корпуса 10 установлена система управления 11.
Работает устройство управления спускаемым летательным аппаратом 12 следующим образом.
При необходимости выполнения маневра летательным аппаратом 12, например, в вертикальной плоскости по команде от системы управления 11 срабатывает пиротехнический привод 5 аэродинамического элемента 1. Продукты горения пиротехнического привода 5 выталкивают аэродинамический элемент 1 под прямым углом к оси 3 за контур летательного аппарата 12. Вследствие чего на поверхности 13 аэродинамического элемента 1 и на поверхности 14 летательного аппарата 12 возникают аэродинамические силы, вызывающие кабрирующий момент управления 15. Момент управления 15 поворачивает летательный аппарат относительно оси 16, проходящей через центр масс летательного аппарата 17 на
балансировочный угол атаки, вследствие чего происходит изменение траектории движения летательного аппарата. Далее, по команде от системы управления 11 срабатывает разрывной крепежный элемент 7 с последующей отстыковкой аэродинамического элемента 1. После чего управляющий момент 15 исчезает, и спускаемый летательный аппарат принимает исходное положение.
Для выполнения маневра летательным аппаратом в противоположном направлении по команде от системы управления задействуется аэродинамический элемент 2, алгоритм работы которого аналогичен работе аэродинамического элемента 1.
При оснащении спускаемого летательного аппарата двумя, крестообразно расположенными симметричными парами аэродинамических элементов появляется возможность его управления в двух плоскостях.
Таким образом, управляя срабатыванием пиротехнических приводов и разрывных крепежных элементов можно изменять траекторию движения спускаемого летательного аппарата.
Использование предлагаемого устройства управления спускаемым летательным аппаратом позволит:
- увеличить быстродействие;
- снизить массогабаритные параметры;
- упростить конструкцию.