Аэродинамические исполнительные органы управления транспортного космического аппарата - RU2770895C1

Чертежи

Описание

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 h_ст соответствует 1...2 толщине пограничного слоя в зоне среза кормовой части корпуса, т.е. перед щитком, и составляет h_ст=0,015…0,020 диаметра миделя ТКА.

Тем самым при использовании таких конструктивно-технологических решений существенно увеличивается управляющий аэродинамический момент m_z. 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 m_z 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.

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.

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.

На фиг.3 отдельно представлен один из двух аэродинамических отклоняемых щитков 4, как конструктивный элемент исполнительных органов системы управления ТКА. Щиток шириной b_щ выполнен в виде двух состыкованных между собой под углом (180° - λ_кон) пластин с обтекаемой поверхностью и состоит из корневой части 5 длиной l_кор и концевой части 6 длиной l_кор. (Здесь λ_кор угол между плоскостью корневой части щитка и плоскостью концевой части щитка). В корневой части щитка установлены боковые стенки 17 высотой h_ст. Угол установки ϕ_ст 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 R_ст.

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 λ_кон 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 M_z. На фиг.4 для случая обтекания ТКА цилиндрической формы сверхзвуковыми потоками с числами Μ=3, 4 и 6 представлены зависимости коэффициента аэродинамического момента m_z 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 m_z=M_z/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 l_кор=l_кон. На этой же фиг.4 приведены зависимости для варианта гладкого щитка при θ₁=θ₂ и числе Μ=4, то есть без разворота концевой части l_кон щитка относительно корневой части l_кор. Из приведенных графических зависимостей следует, что применение щитка с развернутой концевой частью относительно корневой части приводит к существенному увеличению коэффициента аэродинамического управляющего момента m_z. Так, увеличение коэффициента управляющего момента m_z 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°.

Соотношение длин корневой части щитка l_кор и концевой части l_кон, как и угла их отклонения Θ, также влияет на величину суммарного момента M_z. Это следует из рассмотрения графика на фиг.5, на котором представлена зависимость коэффициента аэродинамического момента m_z от соотношения длин корневой и концевой части щитка I_кор/(I_кор+I_кон) при числе M_∞=4. Из представленных зависимостей следует, что при условии выполнения режима безотрывного обтекания с увеличением соотношения I_кор/(I_кор+I_кон) величина коэффициента аэродинамического момента m_z снижается и достигает минимума при Ι_кор/(Ι_кор+I_кон)=1, т.е. когда остается только корневая часть щитка. И наоборот, уменьшение длины корневой части l_кор приводит к увеличению коэффициента аэродинамического момента m_z до значения 0,05. Дальнейшее уменьшение l_кор 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 I_кор/(I_кор+I_кон), близкое к оптимальному, находится в диапазоне 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 M_z 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 M_z, 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=(Р_щ-Ρ_∞) на границе двух потоков составляет ΔΡ/Ρ_∞=(Р_щ/Р_∞-1)≈1,6 на площади S₁=0,5 I_кор (I_кор⋅tgδ), где I_кор - длина корневой части щитка, Р_щ - давление на поверхности щитка при плоскопараллельном течении, δ - угол распространения возмущений потока, исходящих от передней угловой кромки щитка. Результирующая сила R, создающая управляющий момент M_z и действующая на щиток площадью S_щ=Ι_кор h с боковыми стенками, оказывается выше примерно на величину 2S₁/I_кор h, т.е. увеличивается примерно на 6% относительно варианта без боковых стенок, исключающих боковое перетекание потока.

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.

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.

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:

- для управления и стабилизации ТКА относительно центра масс в канале крена аэродинамические щитки 11 отклоняют дифференциально;

- для балансировки ТКА на программный пространственный угол атаки синхронно (или одновременно) отклоняют аэродинамические щитки 11;

- для управления и стабилизации ТКА относительно центра масс в канале рыскания отклоняют один из аэродинамических щитков 4;

- для регулирования продольной составляющей вектора скорости движения в атмосфере отклоняют на требуемый угол оба щитка 4.

Совместное использование аэродинамических щитков 4 с аэродинамическими щитками И создает возможность подрегулировки и стабилизации текущего пространственного балансировочного угла атаки ТКА относительно его программного значения.

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:

- использования предельных значений (до 25°) углов отклонения щитков,

- оптимизации аэродинамической формы щитков с применением боковых стенок,

- конструктивных решений внедрения новых композиционных материалов с использованием нанотехнологий.

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.

Реферат

Изобретение относится к управлению движением, преимущественно сверх- и гиперзвуковых транспортных космических аппаратов (ТКА) с аэродинамическим качеством. Управляющие поверхности установлены по периметру донного среза корпуса ТКА и выполнены, каждая, в форме отклоняемого составного аэродинамического щитка с корневой и концевой частями, развернутыми друг относительно друга на угол 172°…165°. На корневой части щитка образованы боковые стенки. Благодаря этому перед щитком, при его отклонении (в т.ч. на предельный угол ~ 25°) создается устойчивая область повышенного давления при сохранении безотрывного обтекания и тем самым - увеличивается управляющий аэродинамический момент и снижаются возмущения. По сравнению с плоскими щитками, эффективность управления ТКА по каналам тангажа, рысканья и крена м.б. повышена на 23…65%. Техническим результатом является улучшение обтекания корпуса ТКА гиперзвуковым потоком в зоне размещения щитков при повышенной эффективности системы управления ТКА. 5 ил.

Формула