RU2770895C1 - Aerodynamic control actuators of the transport spacecraft - Google Patents
Aerodynamic control actuators of the transport spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2770895C1 RU2770895C1 RU2021116915A RU2021116915A RU2770895C1 RU 2770895 C1 RU2770895 C1 RU 2770895C1 RU 2021116915 A RU2021116915 A RU 2021116915A RU 2021116915 A RU2021116915 A RU 2021116915A RU 2770895 C1 RU2770895 C1 RU 2770895C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic
- shields
- control
- shield
- flaps
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 11
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 14
- 230000007423 decrease Effects 0.000 abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 5
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 3
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 101100288554 Mus musculus Lcor gene Proteins 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000002109 single walled nanotube Substances 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в качестве критической технологии при разработке конструкции исполнительных органов системы управления транспортных космических аппаратов (ТКА), летательных аппаратов (ЛА), совершающих управляемый полет на траектории с аэродинамическим качеством.The invention relates to the field of rocket and space technology and can be used as a critical technology in the development of the design of the executive bodies of the control system of transport space vehicles (TSV), aircraft (LA) performing controlled flight on trajectories with aerodynamic quality.
Актуальность решаемой проблемы связана с необходимостью совершенствования и разработки новых критических промышленных технологий создания ТКА с непрерывным трехканальным, с повышенной точностью, управлением в атмосфере на сверхзвуковых скоростях в условиях воздействия высоких скоростных и тепловых потоков.The urgency of the problem being solved is connected with the need to improve and develop new critical industrial technologies for creating TSA with continuous three-channel, with increased accuracy, control in the atmosphere at supersonic speeds under the influence of high speed and heat flows.
Известны конструктивные решения, в которых для управления и стабилизации движения относительно центра масс ТКА используются аэродинамические поверхности в форме плоских аэродинамических щитков. К одному из них следует отнести техническое решение по патенту US №4699333А от 13.10.1987 г. «On Board Flight Control Panel System». В нем аэродинамические щитки расположены на корпусе ТКА в кормовой его части попарно во взаимно перпендикулярных плоскостях и создают управляющие моменты в двух каналах: канале тангажа и канале рыскания. Отличительная особенность заключается в том, что щитки установлены заподлицо с наружной поверхностью корпуса и шарнирно закреплены на корпусе и подвижно с рулевыми приводами. Для отклонения щитков применяют приводы различного типа: поршневого, зубчатого, кулисного.Design solutions are known in which aerodynamic surfaces in the form of flat aerodynamic flaps are used to control and stabilize movement relative to the center of mass of the vehicle. One of them should include a technical solution according to US patent No. 4699333A dated 10/13/1987 "On Board Flight Control Panel System". In it, aerodynamic flaps are located on the TKA body in the aft part in pairs in mutually perpendicular planes and create control moments in two channels: the pitch channel and the yaw channel. A distinctive feature is that the shields are mounted flush with the outer surface of the hull and are hinged to the hull and movable with steering gears. To deflect the shields, various types of drives are used: piston, gear, rocker.
Предложенная в патенте US №3125313 от 17.03.1964 г. «Aircraft Control Means» (фирма-заявитель Martin-Marietta Corporation) аэродинамическая система управления ТКА на основе аэродинамических щитков более совершенна и обеспечивает управление по трем каналам. Такая технология предусматривает размещение аэродинамических щитков (спойлеров) на боковой поверхности в кормовой части корпуса ТКА, установку 2-х диаметрально расположенных щитков в канале рыскания и одного щитка в канале тангажа, каждый из которых шарнирно закреплен на 2-х штоках с приводами, что и обеспечивает 3-х канальное управление ТКА в атмосфере. Причем управление по каналу крена осуществляется дифференциальным выдвижением штоков диаметрально расположенных щитков в канале рыскания, создающих аэродинамический момент относительно продольной оси ТКА.Proposed in US patent No. 3125313 dated March 17, 1964, "Aircraft Control Means" (applicant Martin-Marietta Corporation), the aerodynamic control system of the TKA based on aerodynamic flaps is more advanced and provides control in three channels. This technology provides for the placement of aerodynamic flaps (spoilers) on the side surface in the aft part of the TKA hull, the installation of 2 diametrically located flaps in the yaw channel and one flap in the pitch channel, each of which is hinged on 2 rods with drives, which provides 3-channel control of TKA in the atmosphere. Moreover, the control along the roll channel is carried out by differential extension of the rods of diametrically located shields in the yaw channel, which create an aerodynamic moment relative to the longitudinal axis of the TKA.
Более расширенные возможности управления ТКА с использованием плоских аэродинамических щитков предусмотрены в патенте US №3511453 от 12.05.1970 г. «Controllable Reentry Vehicle». В нем аэродинамические щитки установлены на боковой поверхности в кормовой части корпуса ТКА и размещены попарно два спаренных дифференциально отклоняемых щитка в плоскости управления каналами рыскания и крена, и попарно два щитка размещены в плоскости управления каналом тангажа. Щитки «утоплены» заподлицо с корпусом ТКА. Тем самым обеспечивается управление ТКА по трем каналам, в том числе при полете с углом атаки α=0. Однако существенным недостатком остается недостаточно полное использование возможностей максимального использования достижимого управляющего момента при движении на траектории с аэродинамическим качеством.More advanced control options for TKA using flat aerodynamic shields are provided in US patent No. 3511453 dated May 12, 1970 “Controllable Reentry Vehicle”. In it, aerodynamic flaps are installed on the side surface in the aft part of the TKA hull and two paired differentially deflected flaps are placed in pairs in the plane of control of the yaw and roll channels, and two flaps are placed in pairs in the plane of control of the pitch channel. The shields are "recessed" flush with the TKA body. This ensures the control of the TKA in three channels, including when flying with an angle of attack α=0. However, insufficient use of the possibilities of maximum use of the achievable control moment when moving on a drag-to-drag trajectory remains a significant drawback.
Частично этот недостаток устранен в проекте экспериментального транспортного корабля европейского космического агентства (ESA), Intermediate experimental Vehicle-project IXV (экспериментальный прототип космического аппарата). Электронные данные - 12 сентября 2016 года - Режим доступа: http://en.wikipedia.org/wiki/Intermediate experimental vehicle. В нем технология управления заключается в использовании пары дифференциально отклоняемых аэродинамических щитков, обеспечивающих управление аппаратом по каналам тангажа и крена. Щитки смещены с боковой поверхности и шарнирно закреплены на кормовой части корпуса ближе к донному срезу. Такая технология устраняет недостатки в части того, что существенно увеличивается управляющий аэродинамический момент в канале тангажа за счет плеча приложения управляющей силы. Конструктивно выдвижение и отклонение аэродинамических щитков со штоками производится в области донного течения, где скоростные напоры и тепловые потоки существенно меньше, чем на боковой поверхности корпуса. ТКА прошел первое летное испытание 11 февраля 2015 г. Аэродинамическая система управления ТКА Intermediate experimental Vehicle-project IXV принята в качестве аналога.Partially, this drawback is eliminated in the project of the European Space Agency (ESA) experimental transport vehicle, Intermediate experimental Vehicle-project IXV (experimental prototype of the spacecraft). Electronic data - September 12, 2016 - Access mode: http://en.wikipedia.org/wiki/Intermediate experimental vehicle. In it, the control technology consists in using a pair of differentially deflected aerodynamic flaps that provide control of the vehicle through the pitch and roll channels. The shields are displaced from the side surface and are hinged on the aft part of the hull closer to the bottom section. This technology eliminates the drawbacks in terms of the fact that the control aerodynamic moment in the pitch channel increases significantly due to the control force application arm. Structurally, the extension and deflection of aerodynamic shields with rods is carried out in the area of the bottom current, where the velocity pressure and heat fluxes are significantly less than on the side surface of the body. The TKA passed its first flight test on February 11, 2015. The TKA Intermediate experimental Vehicle-project IXV aerodynamic control system was adopted as an analogue.
Недостаток реализованной технологии системы управления экспериментального ТКА project IXV ESA заключается в том, что в состав исполнительных органов входят два плоских аэродинамических щитка, которые осуществляют управление аппаратом в атмосфере по каналам тангажа и крена. Для них характерно боковое перетекание и интерференция потока, обтекающего щитки, что приводит к снижению эффективности при создании управляющего момента, особенно в канале крена. При такой технологии системы управления ТКА не использует аэродинамические возможности для управления по каналу рыскания. Кроме того, при необходимости существенного увеличения управляющего усилия или угла отклонения щитка возможен отрыв пограничного слоя в зоне размещения щитков или выход концевой части щитка за пределы ударного слоя.The disadvantage of the implemented technology of the control system of the experimental SV project IXV ESA is that the executive bodies include two flat aerodynamic shields that control the vehicle in the atmosphere through the pitch and roll channels. They are characterized by lateral flow and interference of the flow around the flaps, which leads to a decrease in efficiency when creating a control moment, especially in the roll channel. With this technology of the control system, the TKA does not use aerodynamic capabilities to control the yaw channel. In addition, if it is necessary to significantly increase the control force or deflection angle of the flap, the boundary layer can be detached in the area where the flaps are located or the end part of the flap can go beyond the shock layer.
Частично выявленные недостатки в рассмотренных патентах устранены в патенте РФ на изобретение №2654236 от 21 ноября 2016 г. «Аэродинамическая система управления гиперзвукового летательного аппарата», который является наиболее близким по технической сущности. В нем управляющие аэродинамические поверхности (щитки) вынесены с боковой поверхности корпуса таким образом, что пара разрезных плоских аэродинамических щитков, отклоняемых по дифференциальной схеме, и два диаметрально разнесенных аэродинамических щитка, установленных в перпендикулярной плоскости относительно пары щитков, расположены и шарнирно установлены в кормовой части на срезе корпуса. Щитки шарнирно соединены с рулевыми приводами, размещенными в агрегатном отсеке в районе днища в корпусе ТКА, в исходном положении уложены на днище корпуса, а штоки снабжены устройством однократного приведения их в рабочее положение. В этом устройстве управляющий аэродинамический момент существенно увеличивается в каналах тангажа и рыскания за счет плеча приложения управляющей силы. Выдвижение и отклонение аэродинамических щитков со штоками производится в донной области, где скоростные напоры и тепловые потоки существенно меньше, чем на боковой поверхности. Толщина ударного слоя на кормовом срезе существенно больше, и максимальный угол отклонения щитков без пересечения головной ударной волны также возможно увеличить. Такая технология является наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому результату к заявляемому устройству управления ТКА в атмосфере и принято в качестве прототипа.Partially identified shortcomings in the considered patents are eliminated in the RF patent for the invention No. 2654236 dated November 21, 2016 "Aerodynamic control system of a hypersonic aircraft", which is the closest in technical essence. In it, the control aerodynamic surfaces (flaps) are removed from the side surface of the hull in such a way that a pair of split flat aerodynamic flaps deflected according to a differential scheme and two diametrically spaced aerodynamic flaps installed in a perpendicular plane relative to the pair of flaps are located and pivotally mounted in the aft on the cut of the hull. The shields are pivotally connected to the steering gears located in the aggregate compartment in the area of the bottom in the TKA body, in the initial position they are laid on the bottom of the body, and the rods are equipped with a device for bringing them into the working position once. In this device, the control aerodynamic moment is significantly increased in the pitch and yaw channels due to the control force application arm. The extension and deflection of aerodynamic shields with rods is carried out in the bottom region, where the velocity pressure and heat fluxes are significantly less than on the side surface. The thickness of the shock layer on the aft section is much larger, and the maximum deflection angle of the flaps without crossing the bow shock wave can also be increased. This technology is the closest in technical essence and achieved technical result to the claimed control device for TSC in the atmosphere and is taken as a prototype.
Недостаток технологии системы управления в этом проекте остается прежним и заключается в том, что для реализации полета ТКА с повышенным аэродинамическим качеством (K=1,5 и более) при сохранении устойчивости его движения необходимо отклонение щитков на максимально возможный угол θ. При повышенных углах отклонения щитков (θ θ>15°) возможен отрыв пограничного слоя в районе кормовой части корпуса в зоне их размещения, что приводит к возмущениям нерасчетного характера. Кроме того, в процессе движения ТКА на траектории с аэродинамическим качеством при выдвижении аэродинамических щитков в рабочее положение возникает начальный отличный от нуля аэродинамический момент относительно поперечных осей Υ и Z, особенно при несимметричном расположении щитков относительно строительных осей, в рассматриваемом варианте в канале тангажа. Момент может носить характер возмущения, и его необходимо учитывать в математической модели движения аппарата.The disadvantage of the control system technology in this project remains the same and lies in the fact that in order to implement the flight of the SV with an increased aerodynamic quality (K = 1.5 or more), while maintaining the stability of its movement, it is necessary to deflect the flaps to the maximum possible angle θ. At elevated deflection angles of the flaps (θ θ>15°), separation of the boundary layer is possible in the area of the aft part of the hull in the zone of their placement, which leads to off-design disturbances. In addition, during the movement of the SV on a trajectory with a lift-to-drag ratio, when the aerodynamic flaps are extended into the working position, an initial non-zero aerodynamic moment occurs relative to the transverse axes Υ and Z, especially with an asymmetric arrangement of the flaps relative to the construction axes, in the considered variant in the pitch channel. The moment can be in the nature of a perturbation, and it must be taken into account in the mathematical model of the vehicle's motion.
Целью изобретения является разработка устройства управления, лишенного указанных недостатков и обеспечивающего повышенную эффективность системы управления ТКА с одновременным улучшением качества обтекания корпуса в зоне размещения щитков гиперзвуковым потоком.The aim of the invention is to develop a control device devoid of these disadvantages and providing increased efficiency of the TKA control system while improving the quality of the flow around the hull in the area of the shields with hypersonic flow.
Указанная цель достигается тем, что аэродинамические щитки выполнены в форме плоской поверхности, ломаной по их длине, таким образом, что концевая (задняя) часть поверхности каждого щитка развернута относительно поверхности корневой (передней) части щитка в направлении увеличения его угла отклонения на величину 8…15 градусов, так что между ними образуется угол 165…172 градусов. На корневой части щитков установлены боковые стенки под углом к поверхности щитка от 90 до 60 градусов. Высота боковой стенки hст соответствует 1...2 толщине пограничного слоя в зоне среза кормовой части корпуса, т.е. перед щитком, и составляет hст=0,015…0,020 диаметра миделя ТКА.This goal is achieved by the fact that the aerodynamic flaps are made in the form of a flat surface, broken along their length, so that the end (rear) part of the surface of each flap is deployed relative to the surface of the root (front) part of the flap in the direction of increasing its deflection angle by 8 ... 15 degrees, so that an angle of 165 ... 172 degrees is formed between them. On the root part of the shields, side walls are installed at an angle to the surface of the shield from 90 to 60 degrees. The height of the side wall h st corresponds to 1 ... 2 thickness of the boundary layer in the cut zone of the aft hull, i.e. in front of the shield, and is h article = 0.015 ... 0.020 of the diameter of the midsection of the TKA.
Тем самым при использовании таких конструктивно-технологических решений существенно увеличивается управляющий аэродинамический момент mz. Согласно оценкам, увеличение составляет от 20 до 70% при оптимальном соотношении длин корневой и концевой частей щитка, в зависимости от угла отклонения корневой части щитка (с сохранением безотрывного обтекания) и от величины угла разворота концевой части щитка относительно его корневой части. Существенное увеличение управляющего аэродинамического момента mz становится возможным за счет повышенного угла отклонения концевой части щитка до значения 25° с сохранением безотрывного обтекания корпуса аппарата. (В варианте прототипа максимальный допустимый угол отклонения щитка при их одинаковой длине может составлять лишь 15…18° при числе Μ=3...4; при отклонении щитка на больший угол перед ним возникает отрывная зона, и эффективность его как органа управления полетом снижается). Кроме того, за счет того, что аэродинамические щитки выполнены составной формы, при выведении в рабочее положение они оказываются несколько «утопленными» относительно донного среза, и за счет этого (особенно при несимметричном расположении щитков относительно строительных осей корпуса) снижается начальный, отличный от нуля аэродинамический момент относительно поперечных осей Υ и Z, который носит характер возмущения. Далее, учитывая, что для спаренных дифференциально отклоняемых аэродинамических щитков (сплит-щитков) характерно взаимное влияние при их обтекании сверхзвуковым потоком, особенно в режиме дифференциального отклонения, а также растекание обтекающего щитки потока в боковом направлении, выполнение кормовой части щитка с боковыми стенками существенно снижает эти негативные влияния.Thus, when using such constructive and technological solutions, the control aerodynamic moment m z increases significantly. According to estimates, the increase is from 20 to 70% with the optimal ratio of the lengths of the root and end parts of the shield, depending on the angle of deviation of the root part of the shield (while maintaining a continuous flow) and on the angle of turn of the end part of the shield relative to its root part. A significant increase in the control aerodynamic moment m z becomes possible due to the increased angle of deflection of the end part of the shield to a value of 25° while maintaining a continuous flow around the body of the apparatus. (In the prototype version, the maximum allowable deflection angle of the flap with the same length can be only 15 ... 18 ° with the number Μ = 3 ... 4; when the flap is deflected at a larger angle, a separation zone appears in front of it, and its effectiveness as a flight control decreases ). In addition, due to the fact that the aerodynamic flaps are made of a composite shape, when they are brought into the working position, they turn out to be somewhat “recessed” relative to the bottom cut, and due to this (especially with an asymmetric arrangement of the flaps relative to the construction axes of the hull), the initial value, which is different from zero, is reduced. aerodynamic moment about the transverse axes Υ and Z, which has the character of a perturbation. Further, taking into account that paired differentially deflected aerodynamic flaps (split flaps) are characterized by mutual influence when they are flowed around by a supersonic flow, especially in the differential deflection mode, as well as the spreading of the flow around the flaps in the lateral direction, the implementation of the aft part of the flap with side walls significantly reduces these negative influences.
Сущность изобретения поясняется фиг.1…5. На фиг.1 представлена конструктивно-компоновочная схема возвращаемого ТКА с устройством управления в атмосфере на основе аэродинамических щитков, раскрытых в рабочее положение. Корпус 1 ТКА выполнен с плоскими срезами 2, параллельными продольной оси аппарата. В горизонтальной плоскости корпуса на его срезе посредством шарниров 3 крепятся два диаметрально расположенных аэродинамических щитка 4 составной формы, состоящие из корневой части 5 и концевой части 6, для управления ТКА по каналу рыскания. Щитки, шарнирно соединенные с раздвижными штоками 7, соединены, в свою очередь, с рулевыми приводами 8. Поверхность аэродинамических щитков защищена теплозащитным покрытием 9. В вертикальной плоскости для управления в каналах тангажа и крена представлен вариант установки в нижней полуплоскости на шарнирах 10 двух спаренных дифференциально отклоняемых аэродинамических щитков 11 составной формы, состоящих из корневой части 12 и концевой части 13. Щитки крепятся к рулевым приводам 14 на шарнирах 15 посредством раздвижных штоков 16. На корневой части щитков установлены боковые стенки 17. Теплозащитное покрытие 18 аэродинамических щитков выполнено из углерод-углеродного композиционного материала, наружный слой которого содержит каркас с армирующими волокнами на основе одностенных углеродных нанотрубок.The essence of the invention is illustrated in Fig.1...5. Figure 1 shows the structural layout of the return TKA with a control device in the atmosphere based on aerodynamic flaps, opened in the working position.
На фиг.2 представлена конструктивно-компоновочная схема устройства с аэродинамическими щитками, уложенными в донной части корпуса ТКА - вид А, где 1 - корпус ТКА, 2 - плоскость среза в вертикальной полуплоскости (в канале тангажа), 3 - шарниры, на которых установлены два щитка 4 управления по каналу рыскания, 10 - шарниры, на которых установлены два дифференциально отклоняемых сплит-щитка 11, управления по каналам тангажа и крена.Figure 2 shows the structural layout of the device with aerodynamic flaps laid in the bottom of the housing TCA - view A, where 1 - TCA case, 2 - plane cut in the vertical half-plane (in the pitch channel), 3 - hinges on which are installed two
На фиг.3 отдельно представлен один из двух аэродинамических отклоняемых щитков 4, как конструктивный элемент исполнительных органов системы управления ТКА. Щиток шириной bщ выполнен в виде двух состыкованных между собой под углом (180° - λкон) пластин с обтекаемой поверхностью и состоит из корневой части 5 длиной lкор и концевой части 6 длиной lкор. (Здесь λкор угол между плоскостью корневой части щитка и плоскостью концевой части щитка). В корневой части щитка установлены боковые стенки 17 высотой hст. Угол установки ϕст боковых стенок составляет 90...60°. Теплозащитное покрытие 18 представляет собой аэродинамическую поверхность силового основания 19. Щиток крепится к корпусу ТКА с помощью шарнирного узла 20. Для снижения термонапряжений и уноса теплозащитного материала в передней части боковых стенок предусмотрено скругление стенки радиусом Rст.Figure 3 separately shows one of the two deflectable
Конструктивные особенности предлагаемого устройства сформированы исходя из «принципа предварительного сжатия», согласно которому эффективность аэродинамического щитка, расположенного на кормовой части тела, можно повысить за счет создания перед ним области повышенного давления. Эта область может быть образована, например, за счет установки на корпусе ТКА аэродинамического щитка составной формы, концевая часть которого развернута относительно корневой части на угол θ<180° при сохранении безотрывного обтекания. Исходя из этого, угол отклонения λкон концевой части щитка может быть увеличен на 8°…15° по сравнению с углом отклонения корневой части, причем без отрыва пограничного слоя, при этом угол между концевой частью щитка и корневой частью составит 165°…72°. Такая комбинация из двух щитков, под углом жестко соединенных между собой, приводит к повышению общего суммарного управляющего момента Mz. На фиг.4 для случая обтекания ТКА цилиндрической формы сверхзвуковыми потоками с числами Μ=3, 4 и 6 представлены зависимости коэффициента аэродинамического момента mz от угла отклонения корневой части щитка θ1 при постоянном значении угла отклонения концевой части щитка на предельный угол θ2=25°. На графике по оси Υ отложена величина суммарного коэффициента управляющего момента mz=Mz/qSL, где q - скоростной напор набегающего потока, S - площадь миделевого сечения аппарата, L - длина ТКА; по оси X отложена величина угла отклонения корневой части щитка θ1. Принималось, что форма каждого щитка представляет собой квадрат площадью S=0,25D×0,25D, где D - диаметр миделевого сечения аппарата или отношение lкор=lкон. На этой же фиг.4 приведены зависимости для варианта гладкого щитка при θ1=θ2 и числе Μ=4, то есть без разворота концевой части lкон щитка относительно корневой части lкор. Из приведенных графических зависимостей следует, что применение щитка с развернутой концевой частью относительно корневой части приводит к существенному увеличению коэффициента аэродинамического управляющего момента mz. Так, увеличение коэффициента управляющего момента mz при числе Μ=4 составляет от 23% до 65% относительно прямого плоского щитка (θ1=θ2) при значениях угла отклонения его корневой части θ1=10° и θ1=19°, соответственно, при этом значение угла отклонения концевой части щитка θ2=25°.The design features of the proposed device are formed on the basis of the "principle of pre-compression", according to which the efficiency of the aerodynamic shield located on the aft part of the body can be increased by creating an area of increased pressure in front of it. This area can be formed, for example, by installing an aerodynamic shield of a composite shape on the TKA body, the end part of which is turned relative to the root part at an angle θ<180° while maintaining a non-separated flow around. Based on this, the deflection angle λ of the end part of the shield can be increased by 8°…15° compared to the deviation angle of the root part, and without separation of the boundary layer, while the angle between the end part of the shield and the root part will be 165°…72° . Such a combination of two shields, rigidly connected to each other at an angle, leads to an increase in the total total control torque M z . In Fig.4 for the case of flow around TKA cylindrical supersonic flows with numbers Μ=3, 4 and 6 shows the dependence of the coefficient of aerodynamic moment m z on the angle of deflection of the root part of the shield θ 1 at a constant value of the angle of deflection of the end part of the shield to the limiting angle θ 2 = 25°. On the graph, along the Υ axis, the value of the total coefficient of the control moment m z =M z /qSL is plotted, where q is the velocity pressure of the oncoming flow, S is the area of the midsection of the apparatus, L is the length of the TKA; along the X axis, the deviation angle of the root part of the shield θ 1 is plotted. It was assumed that the shape of each shield is a square with area S=0.25D×0.25D, where D is the diameter of the midsection of the apparatus or the ratio l cor = l con . On the same figure 4 shows the dependencies for a variant of a smooth shield with θ 1 =θ 2 and the number Μ=4, that is, without turning the end part l of the shield relative to the root part l core . From the given graphical dependencies it follows that the use of a flap with a deployed end part relative to the root part leads to a significant increase in the coefficient of the aerodynamic control moment m z . So, the increase in the coefficient of the control moment m z with the number Μ=4 is from 23% to 65% relative to a straight flat shield (θ 1 =θ 2 ) at the values of the deviation angle of its root part θ 1 =10° and θ 1 =19°, respectively, while the value of the angle of deviation of the end part of the shield θ 2 =25°.
Соотношение длин корневой части щитка lкор и концевой части lкон, как и угла их отклонения Θ, также влияет на величину суммарного момента Mz. Это следует из рассмотрения графика на фиг.5, на котором представлена зависимость коэффициента аэродинамического момента mz от соотношения длин корневой и концевой части щитка Iкор/(Iкор+Iкон) при числе M∞=4. Из представленных зависимостей следует, что при условии выполнения режима безотрывного обтекания с увеличением соотношения Iкор/(Iкор+Iкон) величина коэффициента аэродинамического момента mz снижается и достигает минимума при Ιкор/(Ιкор+Iкон)=1, т.е. когда остается только корневая часть щитка. И наоборот, уменьшение длины корневой части lкор приводит к увеличению коэффициента аэродинамического момента mz до значения 0,05. Дальнейшее уменьшение lкор до величины 0,45 и менее приводит к возможному отрыву пограничного слоя или к его отрыву (в диапазоне 0,3...0,1). На фиг.5 эта зона обозначена 1. Значение Iкор/(Iкор+Iкон), близкое к оптимальному, находится в диапазоне 0,45...0,6.The ratio of the lengths of the root part of the shield l core and the end part l con , as well as the angle of their deviation Θ, also affects the value of the total moment M z . This follows from the consideration of the graph in figure 5, which shows the dependence of the coefficient of aerodynamic moment m z on the ratio of the lengths of the root and end parts of the shield I core /(I core +I con ) when the number M ∞ =4. It follows from the presented dependences that, under the condition of non-separated flow around with an increase in the ratio I cor /(I cor +I con ), the value of the aerodynamic moment coefficient m z decreases and reaches a minimum at Ι cor /(Ι cor +I con )=1, t .e. when only the root part of the shield remains. Conversely, a decrease in the length of the root part l cor leads to an increase in the coefficient of aerodynamic moment m z to a value of 0.05. A further decrease in lcor to a value of 0.45 or less leads to a possible separation of the boundary layer or its separation (in the range of 0.3...0.1). In Fig.5, this zone is marked 1. The value of I cor /(I cor +I con ), close to optimal, is in the range of 0.45...0.6.
Приведенные результаты расчетов получены без учета боковых стенок на корневой части щитка. Проведены оценки влияния установки на щитке боковых стенок, так как величина управляющего момента Mz зависит от уровня давления на поверхности щитка за скачком уплотнения, интенсивность которого определяется числом Маха набегающего потока и углом отклонения θ1 щитка. Вследствие того, что щиток имеет конечную ширину h в направлении оси OZ, происходит перетекание воздуха из области высокого давления за скачком уплотнения в область низкого давления в набегающем потоке. Этот фактор приводит к снижению управляющего момента Mz, создаваемого исполнительными органами ТКА. Боковые стенки устраняют растекание обтекающих щитки потоков в боковом направлении, а также взаимное влияние обтекающих сплит-щитки, потоков имеющего быть при отсутствии боковых стенок. Оценочные расчеты показывают, что при числе Μ=4 и угле отклонения щитка θ1=10° перепад давления ΔΡ=(Рщ-Ρ∞) на границе двух потоков составляет ΔΡ/Ρ∞=(Рщ/Р∞-1)≈1,6 на площади S1=0,5 Iкор (Iкор⋅tgδ), где Iкор - длина корневой части щитка, Рщ - давление на поверхности щитка при плоскопараллельном течении, δ - угол распространения возмущений потока, исходящих от передней угловой кромки щитка. Результирующая сила R, создающая управляющий момент Mz и действующая на щиток площадью Sщ=Ιкор h с боковыми стенками, оказывается выше примерно на величину 2S1/Iкор h, т.е. увеличивается примерно на 6% относительно варианта без боковых стенок, исключающих боковое перетекание потока.The given calculation results were obtained without taking into account the side walls on the root part of the shield. The influence of the installation on the side wall shield was estimated, since the magnitude of the control moment M z depends on the pressure level on the shield surface behind the shock wave, the intensity of which is determined by the Mach number of the oncoming flow and the deflection angle θ 1 of the shield. Due to the fact that the shield has a finite width h in the direction of the OZ axis, air flows from the high pressure area behind the shock wave to the low pressure area in the oncoming flow. This factor leads to a decrease in the control torque M z created by the executive bodies of the TKA. The side walls eliminate the spreading of the flows flowing around the shields in the lateral direction, as well as the mutual influence of the flows flowing around the split-shields, the flows that exist in the absence of side walls. Estimated calculations show that with the number Μ=4 and the deflection angle of the flap θ 1 =10°, the pressure drop ΔΡ=(P w -Ρ ∞ ) at the boundary of two flows is ΔΡ / P ∞ = (P w / P ∞ -1)≈ 1.6 on the area S 1 \u003d 0.5 I cor (I cor ⋅tgδ), where I cor - the length of the root part of the flap, R u - pressure on the surface of the flap in a plane-parallel flow, δ - the angle of propagation of flow disturbances emanating from the front corner edge of the shield. The resulting force R, which creates a control moment M z and acts on a shield with an area S y =Ι cor h with side walls, is higher by about 2S 1 /I cor h, i.e. increases by about 6% compared to the option without side walls, excluding lateral overflow of the flow.
Расчетные данные получены с использованием материалов работ: Мордвинцев Г.Г., Шманенков В.Н. Расчет сверхзвукового обтекания щитковых органов управления. Космонавтика и ракетостроение, №2 (43), 2006, с. 135-142; Ю.М. Липницкий, А.В. Красильников, А.Н. Покровский, Шманенков В.Н. и др. Нестационарная аэродинамика баллистического полета. М.: Физматлит, 2003, с. 105-140; Калугин В.Т., Мордвинцев Г.Г., Попов В.М. Моделирование процессов обтекания и управления аэродинамическими характеристиками летательных аппаратов. М.: Изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2011, с. 363-406; Чжен П. Отрывные течения. Т. 2. М.: Мир, 1973, с. 21-60.The calculated data were obtained using the materials of the works: Mordvintsev G.G., Shmanenkov V.N. Calculation of supersonic flow around shield controls. Cosmonautics and rocket science, No. 2 (43), 2006, p. 135-142; Yu.M. Lipnitsky, A.V. Krasilnikov, A.N. Pokrovsky, Shmanenkov V.N. and other Non-stationary aerodynamics of ballistic flight. M.: Fizmatlit, 2003, p. 105-140; Kalugin V.T., Mordvintsev G.G., Popov V.M. Simulation of the processes of flow around and control of the aerodynamic characteristics of aircraft. M.: Ed. MSTU im. N.E. Bauman, 2011, p. 363-406; Zheng P. Separated currents. T. 2. M.: Mir, 1973, p. 21-60.
Представленные результаты подтверждают повышенную эффективность использования предложенной системы управления с отклоняемыми аэродинамическими щитками составного типа для 3-х канального непрерывного управления ТКА при движении в атмосфере. Применение такой системы создает возможности для реализации вариантов управления ТКА, отличающихся своими летно-техническими характеристиками в части повышенного аэродинамического качества при сохранении габаритно-массовых характеристик ТКА.The presented results confirm the increased efficiency of using the proposed control system with deflectable aerodynamic shields of the composite type for 3-channel continuous control of the SV when moving in the atmosphere. The use of such a system creates opportunities for the implementation of TSC control options that differ in their flight performance in terms of increased aerodynamic quality while maintaining the overall weight characteristics of the TSC.
Устройство работает следующим образом. В полете в атмосфере ТКА по достижении, например, заданной высоты Η подается команда на раскрытие и приведение в рабочее положение аэродинамических щитков в каналах тангажа и крена. Это происходит путем синхронного срабатывания раздвижных штоков 7, снабженных устройством фиксации их конечного положения, в плоскости канала рыскания и раздвижных штоков 16, также снабженных устройством фиксации их конечного положения, в плоскости канала тангажа. Далее подается команда на активацию рулевых приводов 8 и 14, связанных посредством шарниров с раздвижными штоками, при этом установленные на шарнирах 3 и 10 аэродинамические щитки отклоняются на заданные углы, и ТКА совершает программный управляемый полет до точки посадки. В процессе полета:The device works as follows. In flight in the TKA atmosphere, upon reaching, for example, a predetermined altitude Η, a command is given to open and bring into position the aerodynamic flaps in the pitch and roll channels. This happens by synchronous operation of the sliding
- для управления и стабилизации ТКА относительно центра масс в канале крена аэродинамические щитки 11 отклоняют дифференциально;- to control and stabilize the TKA relative to the center of mass in the roll channel, the
- для балансировки ТКА на программный пространственный угол атаки синхронно (или одновременно) отклоняют аэродинамические щитки 11;- to balance the TKA on the software spatial angle of attack synchronously (or simultaneously) deflect the
- для управления и стабилизации ТКА относительно центра масс в канале рыскания отклоняют один из аэродинамических щитков 4;- to control and stabilize the TKA relative to the center of mass in the yaw channel, one of the
- для регулирования продольной составляющей вектора скорости движения в атмосфере отклоняют на требуемый угол оба щитка 4.- to regulate the longitudinal component of the velocity vector in the atmosphere, both
Совместное использование аэродинамических щитков 4 с аэродинамическими щитками И создает возможность подрегулировки и стабилизации текущего пространственного балансировочного угла атаки ТКА относительно его программного значения.The joint use of
Новый технический результат достигается тем, что предложена технология управления ТКА, в которой управляющие поверхности, убранные с боковой поверхности корпуса, выполнены в форме составного щитка с боковыми стенками и попарно размещены на срезе его кормовой части. Технология создает возможность существенно на 23…65% повысить эффективность аэродинамической системы управления ТКА за счет:The new technical result is achieved by the proposed TKA control technology, in which the control surfaces, removed from the side surface of the hull, are made in the form of a composite shield with side walls and are placed in pairs on the cut of its aft part. The technology creates an opportunity to significantly increase the efficiency of the aerodynamic control system of the TSC by 23 ... 65% due to:
- использования предельных значений (до 25°) углов отклонения щитков,- use of limit values (up to 25°) of deflection angles of shields,
- оптимизации аэродинамической формы щитков с применением боковых стенок,- optimization of the aerodynamic shape of the flaps with the use of side walls,
- конструктивных решений внедрения новых композиционных материалов с использованием нанотехнологий.- constructive solutions for the introduction of new composite materials using nanotechnology.
То есть, использование предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом позволяет реализовать критическую технологию системы управления ТКА с повышенной эффективностью, надежностью и качеством 3-х канального управления ТКА за счет применения аэродинамических отклоняемых щитков составной формы и расширения ее возможностей при совместном использовании таких щитков в различном сочетании.That is, the use of the proposed invention in comparison with the prototype makes it possible to implement the critical technology of the TKA control system with increased efficiency, reliability and quality of the 3-channel control of the TKA through the use of aerodynamic deflecting shields of a composite shape and expanding its capabilities when such shields are used in combination in various combinations. .
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021116915A RU2770895C1 (en) | 2021-08-24 | 2021-08-24 | Aerodynamic control actuators of the transport spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021116915A RU2770895C1 (en) | 2021-08-24 | 2021-08-24 | Aerodynamic control actuators of the transport spacecraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2770895C1 true RU2770895C1 (en) | 2022-04-25 |
Family
ID=81306418
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021116915A RU2770895C1 (en) | 2021-08-24 | 2021-08-24 | Aerodynamic control actuators of the transport spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2770895C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2809201C1 (en) * | 2022-11-28 | 2023-12-07 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МО РФ | Device of the aircraft aerodynamic control system |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3125313A (en) * | 1964-03-17 | Aircraft control means | ||
| US3511453A (en) * | 1967-04-27 | 1970-05-12 | Raytheon Co | Controllable reentry vehicle |
| US6502785B1 (en) * | 1999-11-17 | 2003-01-07 | Lockheed Martin Corporation | Three axis flap control system |
| US9580191B2 (en) * | 2009-02-24 | 2017-02-28 | Blue Origin, Llc | Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
| RU2654236C1 (en) * | 2016-11-21 | 2018-05-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Aerodynamic control system of a hypersonic aircraft |
-
2021
- 2021-08-24 RU RU2021116915A patent/RU2770895C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3125313A (en) * | 1964-03-17 | Aircraft control means | ||
| US3511453A (en) * | 1967-04-27 | 1970-05-12 | Raytheon Co | Controllable reentry vehicle |
| US6502785B1 (en) * | 1999-11-17 | 2003-01-07 | Lockheed Martin Corporation | Three axis flap control system |
| US9580191B2 (en) * | 2009-02-24 | 2017-02-28 | Blue Origin, Llc | Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
| RU2654236C1 (en) * | 2016-11-21 | 2018-05-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Aerodynamic control system of a hypersonic aircraft |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2809201C1 (en) * | 2022-11-28 | 2023-12-07 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МО РФ | Device of the aircraft aerodynamic control system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Sanders et al. | Aerodynamic and aeroelastic characteristics of wings with conformal control surfaces for morphing aircraft | |
| US5921506A (en) | Extendible leading edge flap | |
| CN100540398C (en) | Aerospace vehicle yaw generation system and related methods | |
| US8240125B2 (en) | Thrust vectoring system and method | |
| KR20120037353A (en) | Aircraft having a variable geometry | |
| Alcorn et al. | The X-31 aircraft: Advances in aircraft agility and performance | |
| US7118071B2 (en) | Methods and systems for controlling lower surface shocks | |
| WO2012026846A1 (en) | Aircraft with an integral aerodynamic configuration | |
| US20160144966A1 (en) | An aircraft including an engine attachment with a control surface | |
| US12122516B2 (en) | Thrust unit for a propulsion device and associated propulsion device | |
| US12129028B2 (en) | Method and device for expanding the flight envelope of a commercial aircraft | |
| US5366180A (en) | High-lift device for aircraft | |
| US8590831B2 (en) | Flying vehicle | |
| US3669386A (en) | Airfoil including fluidically controlled jet flap | |
| US6854687B1 (en) | Nacelle integration with reflexed wing for sonic boom reduction | |
| IL44920A (en) | Aircraft attitude control | |
| JP7507794B2 (en) | Spacecraft having optimized design and architecture | |
| Williams et al. | NATO AVT-350 Task Group: Flight Tests With Active Flow Control Effectors on the D-90-V2 Jet | |
| RU2770895C1 (en) | Aerodynamic control actuators of the transport spacecraft | |
| Bourdin et al. | Potential of articulated split wingtips for morphing-based control of a flying wing | |
| Williams et al. | Crossed-actuation AFC for lateral-directional control of an ICE-101/Saccon UCAV | |
| RU2809201C1 (en) | Device of the aircraft aerodynamic control system | |
| JP2017226408A (en) | Yaw control in aircraft | |
| Maki | Experimental study of a morphing wing configuration with multi-slotted variable-camber mechanism | |
| Grant et al. | Effects of time-varying inertias on flight dynamics of an asymmetric variable-sweep morphing aircraft |