RU2289779C1

RU2289779C1 - Aerodynamic control surface of guided missile

Info

Publication number: RU2289779C1
Application number: RU2005115676/02A
Authority: RU
Inventors: Аркадий Георгиевич Шипунов (RU); Аркадий Георгиевич Шипунов; Владимир Маркович Кузнецов (RU); Владимир Маркович Кузнецов; Валерий Сергеевич Фимушкин (RU); Валерий Сергеевич Фимушкин; Валерий Александрович Сотников (RU); Валерий Александрович Сотников; Константин Петрович Евтеев (RU); Константин Петрович Евтеев
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2005-05-23
Filing date: 2005-05-23
Publication date: 2006-12-20

Abstract

FIELD: armament.

SUBSTANCE: the aerodynamic control surface of guided missile installed on a shaft has swept leading and trailing edges. The control surface consists of successively positioned monoplane and biplane lifting surfaces made in the form of a spatial frame, which are rigidly coupled by the on-board and terminal side struts and installed on the rotary shaft made on the on-board side strut located in the plane of symmetry of the profile of the aerodynamic control surface. The plane of symmetry of the biplane lifting surface coincides with the plane of symmetry of the profile of the monoplane lifting surface made with a leading-edge sweep angle of 55 to 65 deg. and a trailing-edge sweep angle of 43 to 47 deg. The biplane surface is made with a leading-edge sweep angle equal to the trailing-edge sweep angle of 5 to 30 deg.

EFFECT: enhanced efficiency of missile aerodynamic control at the subsonic and supersonic flight speeds.

3 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемых ракет систем и комплексов высокоточного оружия.The present invention relates to the field of rocket science and can be used as the aerodynamic wheel of guided missile systems and complexes of precision weapons.

Известен поворотный аэродинамический руль, выполненный в виде монопланной несущей поверхности со стреловидными передней и задней кромками (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973, с.48, таблица 1.4 - Рули типа поворотного оперения).Known aerodynamic steering wheel, made in the form of a monoplane bearing surface with swept leading and trailing edges (A.A. Lebedev, L.S. Chernobrovkin. Flight dynamics of unmanned aerial vehicles. M .: Mashinostroenie, 1973, p. 48, table 1.4 - Steering wheel type).

Расширение области тактических задач и повышение эффективности применения управляемых ракет предопределяет постоянное увеличение могущества их боевых частей и расширение диапазона скоростей полета, что обусловливает тенденцию к увеличению их габаритов и массы. Как следствие этого, возникает необходимость увеличения потребных управляющих усилий, создаваемых аэродинамическими рулями.Expanding the field of tactical missions and increasing the effectiveness of guided missiles determines a constant increase in the power of their warheads and expansion of the range of flight speeds, which leads to a tendency to increase their dimensions and mass. As a consequence of this, there is a need to increase the required control efforts created by the aerodynamic rudders.

Увеличение управляющего усилия поворотного аэродинамического руля связано с увеличением его площади в плане. Однако в управляемой ракете, когда размах аэродинамического руля конструктивно ограничен расстоянием между корпусом головной части ракеты и стенкой пускового контейнера, увеличение площади аэродинамического руля в плане возможно только за счет увеличения его хорды. Это приводит к возрастанию шарнирного аэродинамического момента, нагружающего рулевой привод. Возрастание нагрузки на рулевой привод обусловливает увеличение его потребной мощности и габаритов, что ухудшает габаритно-массовые характеристики управляемой ракеты.The increase in the control effort of the rotary aerodynamic steering wheel is associated with an increase in its area in plan. However, in a guided missile, when the range of the aerodynamic rudder is structurally limited by the distance between the body of the head of the rocket and the wall of the launch container, an increase in the area of the aerodynamic rudder in plan is possible only by increasing its chord. This leads to an increase in the articulated aerodynamic moment loading the steering gear. An increase in the load on the steering drive causes an increase in its required power and dimensions, which affects the overall mass characteristics of the guided missile.

Задача предлагаемого изобретения - повышение эффективности аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод.The objective of the invention is to increase the efficiency of aerodynamic control of the rocket in the field of subsonic and supersonic flight speeds while reducing the articulated aerodynamic load on the steering gear.

Решение поставленной задачи в поворотном аэродинамическом руле управляемой ракеты, устанавливаемом на оси и имеющем стреловидные переднюю и заднюю кромки, достигается тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности. Монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55...65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43...47°, а бипланная - с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5...30°. Отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8...1,2. Между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд. Отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35...0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.The solution of this problem in the rotary aerodynamic steering wheel of a guided missile mounted on an axis and having swept front and rear edges is achieved by the fact that it consists of a monoplane arranged in series and made in the form of a spatial frame of a biplane bearing surfaces, which are rigidly connected by the side and end side racks and mounted on the axis of rotation, made on the side side of the rack and located in the plane of symmetry of the profile of the aerodynamic steering wheel. The plane of symmetry of the biplane bearing surface coincides with the plane of symmetry of the profile of the monoplane bearing surface. A monoplane bearing surface is made with a sweep angle of the leading edge of 55 ... 65 ° and a sweep angle of the trailing edge of 43 ... 47 °, and a biplane with a sweep angle of the leading edges equal to the sweep angle of the trailing edge of the monoplane bearing surface and the sweep angle trailing edges of 5 ... 30 °. The ratio of the length of the side chord of a monoplane bearing surface to the length of the side chord of a biplane bearing surface is 0.8 ... 1.2. Between the trailing edge of the monoplane bearing surface and the plane of the leading edges of the biplane bearing surface, a gap of not more than 0.1 of the sum of the lengths of their side chords is formed. The ratio of the span of the aerodynamic steering wheel to its side chord is 0.35 ... 0.55, and the interplanar distance of the biplane bearing surface has a value of at least 0.35 of the length of its side chord.

Проведено сравнение аэродинамических характеристик заявляемого аэродинамического руля с аэродинамическими характеристиками аэродинамического руля в виде монопланной несущей поверхности. При этом сравниваемые аэродинамические рули имели одинаковые форму и площадь в плане. Испытания проведены в аэродинамической трубе ЦАГИ на модели управляемой ракеты, состоящей из оживальной головной части и цилиндрического корпуса, закрепленного на державке. Измерения аэродинамических сил и моментов испытуемых аэродинамических рулей осуществлялись внутримодельными тензовесами.A comparison of the aerodynamic characteristics of the claimed aerodynamic steering wheel with the aerodynamic characteristics of the aerodynamic steering wheel in the form of a monoplane bearing surface. At the same time, the compared aerodynamic rudders had the same shape and area in plan. The tests were conducted in the TsAGI wind tunnel using a guided missile model consisting of a lively warhead and a cylindrical body mounted on a holder. Measurements of the aerodynamic forces and moments of the tested aerodynamic rudders were carried out by intramodel tens weights.

Результаты испытаний показывают, что в исследованном диапазоне скоростей, соответствующем числам Маха 0,62≤М≤3,25, заявляемый аэродинамический руль имеет на 15-20% большую эффективность управления и на 30-40% меньший шарнирный аэродинамический момент.The test results show that in the investigated speed range corresponding to Mach numbers of 0.62≤M≤3.25, the claimed aerodynamic steering wheel has 15-20% greater control efficiency and 30-40% less articulated aerodynamic moment.

Конструкция заявляемого аэродинамического руля представлена на фиг.1, 2 и 3, где приняты следующие обозначения:The design of the inventive aerodynamic steering wheel is presented in figures 1, 2 and 3, where the following notation:

b - бортовая хорда аэродинамического руля;b - side chord of the aerodynamic steering wheel;

b₁ - бортовая хорда монопланной несущей поверхности;b ₁ - side chord monoplane bearing surface;

b₂ - бортовая хорда бипланной несущей поверхности;b ₂ - side chord biplane bearing surface;

Δ - зазор между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности;Δ is the gap between the trailing edge of the monoplane bearing surface and the plane of the leading edges of the biplane bearing surface;

L - размах аэродинамического руля;L - the scope of the aerodynamic steering wheel;

ψ - угол стреловидности передней кромки монопланной несущей поверхности;ψ is the sweep angle of the leading edge of the monoplane bearing surface;

φ - угол стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности;φ is the sweep angle of the trailing edge of the monoplane bearing surface;

γ - угол стреловидности задних кромок бипланной несущей поверхности.γ is the sweep angle of the trailing edges of the biplane bearing surface.

На фиг.1 изображены часть корпуса и пускового контейнера ракеты с аэродинамическим рулем в плане, на фиг.2 - разрез А-А по бортовой хорде аэродинамического руля, а на фиг.3 - разрез Б-Б по концевой хорде аэродинамического руля.Figure 1 shows a part of the body and launch container of a rocket with an aerodynamic steering wheel in plan, figure 2 - section aa along the side chord of the aerodynamic steering wheel, and figure 3 - section bb along the end chord of the aerodynamic steering wheel.

Аэродинамический руль установлен на оси 1 между корпусом 2 ракеты и стенкой пускового контейнера 3 и состоит из монопланной 4 и бипланной 5 несущих поверхностей, жестко связанных боковыми бортовой 6 и концевой 7 стойками. Ось 1 выполнена на боковой бортовой стойке 6 и связана с рулевым приводом ракеты.The aerodynamic steering wheel is mounted on the axis 1 between the rocket body 2 and the wall of the launch container 3 and consists of a monoplane 4 and a biplane 5 bearing surfaces rigidly connected by the side side 6 and end 7 racks. Axis 1 is made on the side side strut 6 and is connected with the steering gear of the rocket.

Работа заявляемого устройства происходит следующим образом. Управляющая аэродинамическая сила возникает при обтекании аэродинамического руля воздушным потоком в процессе полета ракеты и зависит от угла его поворота относительно корпуса 2 ракеты. Рулевой привод осуществляет поворот оси 1, а следовательно, и аэродинамического руля в соответствии с командой системы управления ракеты.The operation of the claimed device is as follows. The control aerodynamic force arises when the aerodynamic rudder flows around the air stream during the flight of the rocket and depends on the angle of its rotation relative to the body 2 of the rocket. The steering drive rotates the axis 1, and hence the aerodynamic steering wheel, in accordance with the command of the missile control system.

Таким образом, заявляемый аэродинамический руль управляемой ракеты обеспечивает повышение эффективности аэродинамического управления в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод за счет его выполнения в виде комбинации монопланной и бипланной несущих поверхностей при определенных соотношениях размеров и формах в плане.Thus, the claimed aerodynamic steering wheel of a guided missile provides increased aerodynamic control in the field of subsonic and supersonic flight speeds while reducing the articulated aerodynamic load on the steering gear due to its implementation in the form of a combination of monoplane and biplane bearing surfaces with certain aspect ratios and shapes.

Claims

The aerodynamic steering wheel of a guided missile mounted on an axis and having swept leading and trailing edges, characterized in that it consists of monoplane and biplane bearing surfaces made in the form of a spatial frame, which are rigidly connected by the side and end side posts and are mounted on the axis of rotation, made on the side side strut and located in the plane of symmetry of the profile of the aerodynamic steering wheel, while the plane of symmetry of the biplane bearing surface coincides t with the plane of symmetry of the profile of the monoplane bearing surface, the monoplane bearing surface is made with a sweep angle of the leading edge of 55 ÷ 65 ° and the sweep angle of the trailing edge of 43 ÷ 47 °, and the biplane with the sweep angle of the leading edges equal to the sweep angle of the trailing edge of the monoplane bearing the surface, and the sweep angle of the trailing edges of 5 ÷ 30 °, the ratio of the length of the side chord of a monoplane bearing surface to the length of the side chord of a biplane bearing surface is 0.8 ÷ 1, 2, between the trailing edge of the monoplane bearing surface and the plane of the leading edges of the biplane bearing surface, a gap of not more than 0.1 of the sum of the lengths of their side chords is formed, the ratio of the span of the aerodynamic steering wheel to its side chord being 0.35 ÷ 0.55, and the interplanar distance of the biplane bearing surface is not less than 0.35 of the length of its side chord.