Результат интеллектуальной деятельности: ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Летательный аппарат относится к области авиационной и ракетной техники, в частности к летательным аппаратам, стартующим с пусковых установок воздушного, наземного и морского базирования.

Известен летательный аппарат, выполненный в виде ракеты по аэродинамической схеме "утка" (пат. RU №2094748, МПК 6, F 42 B 15/00, С1, 23.05.1996), содержащей корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и управления, а также боевое снаряжение, расположенные на корпусе равномерно относительно его продольной оси четыре неподвижных крыла с кинематически связанными между собой четырымя элеронами, в тандеме с крыльями четыре управляющих, соединенных попарно противоположно расположенных аэродинамических руля, четыре неподвижных дестабилизатора, установленных перед рулями, и четыре флюгерных датчика углов атаки, установленные перед дестабилизаторами. Недостатком указанного технического решения является то, что при разных по форме и массе носовых частях ракеты, например, со сменными головками самонаведения разного типа, вследствие изменения центровки ракеты изменяются ее балансировочные характеристики, что приводит в конечном итоге к ухудшению ее маневренности. Кроме того, указанный летательный аппарат имеет значительные габариты вследствие использования нескладных аэродинамических поверхностей (рулей и крыльев).

Известен летательный аппарат, выполненный в виде ракеты (пат. RU №2215981, МПК 7, F 42 B 15/00, С2, 05.12.2001), содержащей осесимметричный фюзеляж, оборудованный воздухозаборником и складывающимися крыльями, и оперение. Недостатком указанного летательного аппарата являются возможные отрицательные последствия при старте ракеты со сложенными крыльями и рулями с пусковой установки носителя вследствие того, что ракета на этом этапе полета неустойчива, это может привести к столкновению с носителем либо к непредсказуемой траектории полета.

Известен летательный аппарат, выполненный в виде ракеты по аэродинамической схеме "утка" (пат. RU №2111446, МПК 6, F 42 B 15/00, С1, 18.03.1997), содержащей корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и управления, а также боевое снаряжение. На корпусе расположены четыре неподвижных крыла с элеронами, в тандеме с ними четыре соединенных попарно аэродинамических руля, перед которыми установлены четыре неподвижных дестабилизатора. Рассмотренный летательный аппарат позволяет иметь примерно одинаковые балансировочные характеристики при разных по форме его носовых частях. Однако недостатком является значительные габариты вследствие использования нескладных аэродинамических поверхностей рулей и крыльев. Указанное техническое решение является наиболее близким аналогом для заявленного предложения и выбрано в качестве прототипа.

Задачей изобретения является создание летательного аппарата безопасного отделения от пусковой установки, размещенной на воздушных, морских и наземных носителях, который также имеет возможность применения сменных головных частей при меньшей зависимости от этого его балансировочных характеристик, а также повысить аэродинамическое качество летательного аппарата.

Под аэродинамическим качеством летательного аппарата понимается отношение подъемной силы, действующей на летательный аппарат, к аэродинамическому сопротивлению при данных условиях полета (см. Энциклопедия "Авиация" гл. ред. Г.П.Свищев, научное изд-во "Российская энциклопедия"; ЦАГИим проф. Н.Е.Жуковского, М., 1994, стр.87).

Подробнее раскроем задачу, на решение которой направлено изобретение, с указанием обеспечиваемого им технического результата.

В последнее время все большее применение находят ракеты модульной конструкции. Модульность предусматривает применение различных блоков и агрегатов на так называемом базовом модуле для расширения диапазона тактического применения ракеты в различных ее исполнениях, что, в свою очередь, влечет за собой изменение характеристик устойчивости и управляемости ракет вследствие изменения их центровки и запаса статической устойчивости. Некоторые модульные варианты, обладающие чрезмерной статической устойчивостью, требуют установки дестабилизаторов в носовой части, которые сдвигают аэродинамический фокус ракеты вперед и восстанавливают присущие всему модульному ряду запас статической устойчивости и характеристики управляемости.

Потребная площадь дестабилизаторов гораздо меньше по сравнению с площадью рулей и крыльев ракеты, т.к. носовая часть ракеты, как правило, длиннее хвостовой. Поэтому в отличие от крыльев и рулей дестабилизаторы не приходится складывать при размещении ракеты внутри самолета, а также на внешней подвеске под самолетом.

Старт ракеты, оснащенной дестабилизаторами, крылья и рули которой находятся в процессе раскладывания, является сложным и опасным мероприятием из-за того, что на этом этапе полета ракета статически неустойчива. Неустойчивость ракеты при ее отделении от носителя может привести к столкновению с последним, а также к сбою наведения ракеты на цель. Проблема может быть решена путем мгновенного раскладывания рулей и крыльев, но это приведет к существенному повышению запаса прочности последних, к увеличению массы и стоимости всей ракеты.

Данное изобретение позволяет повысить безопасность носителя при старте ракеты, избежать применения дорогих быстродействующих кинематических механизмов раскладывания крыльев и рулей, а также повысить аэродинамическое качество ракеты на всех режимах полета.

Указанные технические результаты достигаются тем, что в известное техническое решение, выбранное прототипом и содержащее корпус летательного аппарата, введены К, где К=2, 3, 4 флюгерных дестабилизатора, каждый из которых состоит из пластины, переходящей в узел крепления, противовеса, соединенного с узлом крепления, и узла ограничения флюгирования, при этом узел крепления размещен в отверстии в носовой части корпуса летательного аппарата и выполнен с возможностью ограниченного поворота в пределах диапазона углов флюгирования δ≤40 градусов.

В частных случаях, в конкретных формах выполнения или при особых условиях использования изобретение характеризуется следующими признаками: летательный аппарат содержит два флюгерных дестабилизатора, расположенных в горизонтальной плоскости летательного аппарата на противоположных сторонах относительно его продольной оси; летательный аппарат содержит два флюгерных дестабилизатора, расположенных в вертикальной плоскости летательного аппарата на противоположных сторонах относительно его продольной оси; летательный аппарат содержит три флюгерных дестабилизатора, расположенных равномерно относительно продольной оси корпуса летательного аппарата, при этом один из флюгерных дестабилизаторов расположен вверху корпуса летательного аппарата; летательный аппарат содержит три флюгерных дестабилизатора, расположенных равномерно относительно продольной оси корпуса летательного аппарата, при этом один из флюгерных дестабилизаторов расположен внизу корпуса летательного аппарата; летательный аппарат содержит четыре флюгерных дестабилизатора, расположенных равномерно относительно продольной оси корпуса летательного аппарата "икс"-образно; летательный аппарат содержит четыре флюгерных дестабилизатора, расположенных равномерно относительно продольной оси корпуса летательного аппарата "плюс"-образно; летательный аппарат выполнен в виде ракеты; летательный аппарат выполнен в виде авиационной бомбы; летательный аппарат выполнен в виде планирующей торпеды; летательный аппарат выполнен в виде самолета; летательный аппарат выполнен в виде планера; летательный аппарат выполнен в виде отделяемого контейнера; между корпусом летательного аппарата и узлом крепления размещен поворотный узел; поворотный узел выполнен в виде двух подшипников, закрепленных в корпусе летательного аппарата; поворотный узел выполнен в виде цилиндрической втулки вращения, закрепленной в корпусе летательного аппарата; поворотный узел выполнен в виде двух цилиндрических втулок вращения, одна из которых закреплена в корпусе летательного аппарата, а вторая - на узле крепления; узел ограничения флюгирования выполнен в виде двух ограничительных элементов, расположенных на корпусе летательного аппарата на противоположных сторонах относительно его продольной оси, на которой размещен флюгерный дестабилизатор; узел ограничения флюгирования выполнен в виде двух расположенных на противовесе упорных кромок, обеспечивающих возможность упора в торец внутреннего пояса корпуса летательного аппарата; пластина выполнена спрофилированной.

Техническим результатом в частном случае при выполнении летательного аппарата в виде ракеты является уменьшение массогабаритных характеристик ракеты, уменьшение мощности ее рулевых приводов и, как следствие, снижение их энергопотребления. На крейсерском режиме полета, когда углы атаки летательного аппарата малы, флюгерные дестабилизаторы устанавливаются по потоку и летательный аппарат обладает повышенной статической устойчивостью. Кроме того, нулевой угол атаки флюгерных дестабилизаторов способствует достижению максимально возможных скоростей полета при заданной аэродинамической компоновке. При выходе летательного аппарата на большие углы атаки флюгерные дестабилизаторы стопорятся ограничительными элементами (становятся на упоры) и ракета становится менее устойчивой из-за того, что флюгерные дестабилизаторы больше не флюгируют и приобретают соответствующее их углу атаки значение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки. В результате аэродинамический фокус летательного аппарата сдвигается вперед, потери на балансировку уменьшаются, вследствие чего диапазон располагаемых перегрузок расширяется и повышается маневренность летательного аппарата. Таким образом, применение флюгерных дестабилизаторов позволяет повысить аэродинамическое качество летательного аппарата на всех режимах полета.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что при введении флюгерных дестабилизаторов, имеющих нулевое значение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки в диапазоне допустимых углов атаки пуска, летательный аппарат в момент его отделения от пусковой установки воздушного, наземного или морского базирования становится статически устойчивым аэродинамическим объектом. Другими словами, флюгерные дестабилизаторы не участвуют в создании неустойчивости на стартовом участке, но при положительном значении их собственного аэродинамического момента, а значит, и положительного коэффициента подъемной силы позитивно влияют на балансировку летательного аппарата на всех режимах полета. Данное изобретение позволяет повысить безопасность носителя при старте ракеты в диапазоне допустимых углов атаки пуска и повысить аэродинамическое качество летательного аппарата.

На фиг.1 изображен общий вид предлагаемого летательного аппарата, на фиг.2 - чертеж флюгерного дестабилизатора, а на фиг.3 - его сечение в плоскости А-А. На фиг.4, 5, 6, 7, 8, 9 приведены расположения флюгерных дестабилизаторов согласно зависимым п.п.6, 7, 5, 4, 2, 3 формулы изобретения соответственно. На фиг.10 представлена зависимость коэффициента продольного момента летательного аппарата m_z от угла атаки летательного аппарата α, где обозначены - производная коэффициента подъемной силы флюгерного дестабилизатора по углу атаки α, ФД - флюгерный дестабилизатор, для случаев: без ФД - (штриховая линия), с ФД - (сплошная линия) и ФД на упорах - точка А.

Отметим, что на фиг.1 летательный аппарат для конкретности представлен в виде, более близком к ракете, т.е. по пункту 8 формулы изобретения. Однако вследствие "вырыва" центральной части волнистыми линиями летательный аппарат на фиг.1 можно трактовать и по п.п.9, 10, 11, 12, 13 как авиационную бомбу, планирующую торпеду, самолет, планер, отделяемый контейнер. Это правомерно, поскольку используемый заявителем признак: "летательный аппарат" охарактеризован в формуле изобретения общим понятием, охватывающим разные частные формы его реализации: ракета, самолет, планер, авиационная бомба, планирующий контейнер. Все они обеспечивают в совокупности с другими признаками получение технического результата - безопасного отделения от пусковой установки указанных средств и улучшения их летно-технических характеристик.

Летательный аппарат содержит корпус летательного аппарата 1, К, где К=2, 3, 4 флюгерных дестабилизатора 2, каждый из которых состоит из пластины 3, переходящей в узел крепления 4, противовеса 5 и узла ограничения флюгирования 6, который на фиг.2 и 3 изображен согласно п.19 формулы изобретения. Кроме того, на фиг.1, 2 и 3 показаны: поворотный узел, выполненный согласно п.15 формулы изобретения и состоящий из двух подшипников 7, крепежные элементы-штифт 8 и два винта 9, два ограничительных элемента 10, а также носовая часть корпуса летательного аппарата 11, продольная ось летательного аппарата 12, ось вращения флюгерного дестабилизатора 13, упорные кромки противовеса 14 и торец внутреннего пояса корпуса летательного аппарата 15 /две последних позиции 14 и 15 образуют узел ограничения флюгирования 6 по п.19 формулы изобретения/, а также изображен диапазон углов флюгирования δ.

При выполнении поворотного узла в виде двух подшипников 7 (п.15 формулы) последние снижают трение при флюгировании флюгерного дестабилизатора 2. Подшипники 7 также воспринимают и передают на корпус летательного аппарата перерезывающую силу и изгибающий момент от флюгерных дестабилизаторов 2. Выполнение поворотного узла согласно п.п.16, 17 формулы в виде цилиндрических втулок вращения очевидно и является другой реализацией поворотного узла. Противовес 5 крепится к узлу крепления 4 винтами 9. Угловая фиксация противовеса 5 относительно флюгерного дестабилизатора обеспечивается штифтом 8. Центр тяжести системы "противовес 5 - флюгерный дестабилизатор 2" проходит через ось вращения флюгерного дестабилизатора 13, так чтобы вес этой системы не влиял на ее работу. Противовес 5 совместно с торцем внутреннего пояса корпуса летательного аппарата 15 работает и как ограничитель вращения флюгерного дестабилизатора 2, т.е. представляет собой узел ограничения флюгирования 6 согласно п.18 формулы изобретения. При повороте флюгерного дестабилизатора 2 на максимальный угол происходит упор упорных кромок противовеса 14 в торец внутреннего пояса корпуса летательного аппарата 15 и дальнейший поворот флюгерного дестабилизатора 2 невозможен (см. фиг.2). При реализации узла ограничения флюгирования 6 по п.18 формумы изобретения он представляет два ограничительных элемента 10, которые препятствуют повороту пластины 3 на углы большие относительно продольной оси летательного аппарата 12.

Следует учитывать, что старт с пусковых установок наземного и морского базирования таких летательных аппаратов, как авиационная бомба, планирующая торпеда и отделяемый контейнер, естественно невозможен; для них применяется старт с пусковых установок воздушного базирования.

Безопасное отделение летательного аппарата в конфигурации со сложенными крыльями и рулями, стартующего с пусковых установок воздушного, наземного или морского базирования, происходит следующим образом. По команде происходит отделение летательного аппарата от пусковой установки. При этом в первый момент отделения от носителя флюгерные дестабилизаторы 2, размещенные в носовой части корпуса летательного аппарата 11, свободно ориентируются с нулевым углом атаки по вектору скорости, равному геометрической сумме векторов скорости носителя и начальной скорости отделения, и не создают дестабилизирующего момента, несмотря на то что их (флюгерных дестабилизаторов 2) собственный аэродинамический момент может быть и положительным. Флюгирование флюгерных дестабилизаторов 2 не позволяет летательному аппарату быть неустойчивым в конфигурации со сложенными аэродинамическими поверхностями. Это обстоятельство препятствует появлению опасных траекторий летательного аппарата при отделении вблизи носителя до раскрытия крыльев и рулей. После раскрытия крыльев и рулей летательный аппарат приобретает статическую устойчивость и уже становится безопасным для носителя. На фиг.10 представлена зависимость коэффициента продольного момента летательного аппарата m_z от угла атаки летательного аппарата α, где обозначены - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки (флюгерного дестабилизатора, ФД - флюгерный дестабилизатор, для случаев: без ФД - (штриховая линия), с ФД - (сплошная линия), и ФД на упорах - точка А; указанная зависимость представлена для случая летательного аппарата в крейсерской конфигурации, т.е. когда все складываемые аэродинамические поверхности летательного аппарата разложены. Эффект от флюгирования флюгерного дестабилизатора 2 проявляется только на углах атаки летательного аппарата, при которых флюгерные дестабилизаторы 2 свободно ориентируются по потоку. На этих углах атаки ракета обладает повышенной устойчивостью;(на фиг.10, на участке ОА штриховая линия совпадает со сплошной, т.е. коэффициент продольного момента летательного аппарата с ФД и без ФД совпадают). При выходе на углы атаки α, при которых флюгерные дестабилизаторы 2 "встают на упоры", например на ограничительные элементы 10, летательный аппарат становится менее устойчивым (на фиг.10 штриховая линия - без ФД находится ниже сплошной - с ФД), а значит, и более маневренным. Таким образом из фиг.10 следует, что флюгерные дестабилизаторы 2 повышают летно-технические характеристики летательного аппарата.