АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ РАКЕТЫ

Заявленное техническое решение относится к области ракетной техники, а именно к аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам и т.п.) применяемых в высокоскоростных летательных аппаратах, например в управляемых ракетах.
Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту US №4693435, 1987 г., которое и было принято авторами за аналог.
Данное техническое решение представляет собой аэродинамическую поверхность высокоскоростного летательного аппарата в качестве руля для летательного аппарата типа управляемой ракеты и т.п. Аэродинамическая поверхность состоит из корпусной части (привода управления), наружной части (панели) и кромок. Аэродинамическая поверхность устанавливается на ракете посредством корпусной части. Корпусная часть жестко соединена с панелью, которая формируется из легкого по весу композитного материала или металлов типа титана. Передняя часть панели снабжена жаростойкой кромкой, которая подвергается нагреву в полете и крепится к панели при помощи клея.
Однако с учетом того, что кромка и панель изготовлены из разных материалов, имеющих разные коэффициенты температурного расширения, а интенсивность их нагрева значительно отличается, то кромка при нагреве во время высокоскоростного полета будет, расширяясь, перемещаться вдоль панели. Данный эффект может способствовать разрушению контактно-клеевого соединения между кромкой и панелью, что в свою очередь может привести к отсоединению кромки от панели, что приведет к изменению теоретического обвода, повышению сопротивления в полете и разрушению аэродинамической поверхности. Также в случае необходимости снятие клееной кромки с аэродинамической поверхности на этапе изготовления или установки аэродинамической поверхности на ракету, приводит к сложным и дорогостоящим технологическим операциям, а в некоторых случаях и замене деталей.
Целью предлагаемого технического решения является обеспечение температурной развязки элементов аэродинамической поверхности выполненных из материалов с разными коэффициентами температурного расширения и простота их сборки и демонтажа.
Указанная цель достигается тем, что аэродинамическая поверхность ракеты содержит панель с закрепленным на корпусе ракеты приводом управления, выполненные из легкого по весу композитного материала или металлов типа титана и кромку, выполненную из жаростойкого материала. Панель содержит в передней части Т-образный профиль, а кромка содержит Т-образный паз. Кромка соединяется с панелью при входе Т-образного профиля панели в Т-образный паз кромки, тем самым образуя теоретический обвод аэродинамической поверхности, и затем жестко крепиться винтом в крайней передней части аэродинамической поверхности в районе корпуса ракеты. При необходимости быстрого снятия кромки с панели необходимо выкрутить винт и стянуть кромку с Т-образного профиля. Кромка и панель изготовлены из разных материалов, имеющих разные коэффициенты температурного расширения, а интенсивность их нагрева значительно отличается, и кромка при нагреве во время полета перемещается вдоль панели по Т-образному профилю, не подвергая ее разрушающему воздействию. Винт расположен в крайней передней части аэродинамической поверхности жестко соединяет панель с кромкой, тем самым предотвращает взаимодействие кромки с корпусом ракеты.
Предложенное техническое решение поясняется чертежами - на фиг.1, 2, где представлены общий вид аэродинамической поверхности и сечения по элементам конструкции аэродинамической поверхности.
Предлагаемое устройство состоит из аэродинамической поверхности 1 ракеты, состоящего из кромки 2, жестко соединенной с панелью 3 при помощи винта 4. Панель 3 жестко соединена с приводом управления 5, установленным в корпусе ракеты 6. На панели 3 выполнен Т-образный профиль 7, который размещен в Т-образном пазе 8, выполненном в кромке 2.
Устройство работает следующим образом. Во время полета ракеты при высоких скоростях аэродинамическая поверхность 1 подвергается нагреву, причем передняя часть аэродинамической поверхности 1 подвержена значительно большему нагреву, нежели остальные части. Поэтому передняя часть аэродинамической поверхности 1 выполнена в виде жаростойкой кромки 2, а остальные части аэродинамической поверхности 1 (панель 3 и привод управления 5) формируются из легкого по весу композитного материала или металлов типа титана. Однако с учетом того, что кромка 2 и панель 3 изготовлены из разных материалов, имеющих разные коэффициенты температурного расширения, а интенсивность их нагрева значительно отличается, то кромка 2 при нагреве во время полета будет расширяться, перемещаясь вдоль панели 3. Для обеспечения температурной развязки между кромкой 2 и панелью 3 в кромке 2 выполнен Т-образный паз 8, а в панели 3 выполнен Т-образный профиль 7, который расположен в Т-образном пазе 8. Кромка 2 жестко крепится к панели 3 при помощи винта 4, расположенного в крайней передней части аэродинамической поверхности 1 и предотвращает взаимодействие кромки 2 с корпусом ракеты 6 во время воздействия повышенной температуры во время полета, при этом кромка 2 расширяется в противоположную сторону от корпуса ракеты 6 вдоль панели 3 по Т-образному профилю 7. Для снятия кромки 2 с панели 3 во время сборки или транспортировки аэродинамической поверхности необходимо выкрутить винт 4 и снять кромку 2 с Т-образного профиля 7.
Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию аэродинамической поверхности с температурной развязкой его элементов выполненных из материалов с разными коэффициентами температурного расширения и обеспечить простоту их сборки и демонтажа.