Раструб, выполненный с возможностью изменения наклона и с разделенными лепестками, для гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом

Раструб, выполненный с возможностью изменения наклона и с разделенными лепестками, для гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом

Иллюстрации

Показать все

Реферат

ОБЛАСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Варианты осуществления настоящего изобретения относятся в целом к гидрогазодинамическому управлению в текучей среде. В частности, варианты осуществления настоящего изобретения относятся к гидрогазодинамическому управлению в текучей среде ракетой или снарядом.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Ракета или снаряд представляет собой гидрогазодинамический объект, имеющий силовую установку или не имеющий силовой установки и выполненный с возможностью перемещения через пространство. Этим пространством может быть, например, атмосфера Земли, космическое пространство, вода, замкнутое пространство и т.п. Ракета или снаряд может быть выполнена или выполнен без силовой установки с первоначальной энергией для полета, созданной движущей силой, полученной, например, от: расширения газа, кинетической энергии, химических реакций, рельсовых электромагнитных пушек, пушек Гаусса, разгонных двигателей, пневматических ружей, силы тяжести, огнестрельного оружия, пушек, гаубиц, трубок для выдувания стрел или иных поражающих объектов и т.п. Ракета или снаряд может быть выполнена или выполнен с силовой установкой. Например, в некоторых ракетах или снарядах тяговое усилие во время полета может быть создано посредством ракетного или реактивного двигателя. В существующих ракетах или снарядах используются управляющие механизмы, имеющие большой вес и занимающие большой объем, что может не обеспечивать оптимального управления этой ракетой или этим снарядом.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Раскрыты система и способы гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом. По меньшей мере один исполнительно-приводной элемент соединен прямо или косвенно по меньшей мере с одним общим исполнительно-приводным механизмом для обеспечения создания усилия для приведения в действие, передаваемого через общий исполнительно-приводной механизм. Общий исполнительно-приводной механизм соединен прямо или косвенно по меньшей мере с одним рычажно-тяговым механизмом, передающим через себя усилие для приведения в действие по меньшей мере одной управляющей поверхности для гидрогазодинамического управления. Управляющая поверхность для гидрогазодинамического управления оказывается в результате выпущенной в воздушный поток или отведенной из него в ответ на переданное усилие для приведения в действие. Таким образом, может быть значительно уменьшено количество исполнительно-приводных элементов, осуществляющих привод раструбного узла, выполненного с разделенными лепестками, что обеспечивает упрощение оптимального управления ракетой или снарядом при уменьшении массы.

В одном варианте реализации изобретения гидрогазодинамическая система управления корпусом ракеты или снаряда содержит по меньшей мере одну управляющую поверхность для гидрогазодинамического управления, по меньшей мере один рычажно-тяговый механизм, по меньшей мере один общий исполнительно-приводной механизм и по меньшей мере один исполнительно-приводной элемент. Управляющая поверхность для гидрогазодинамического управления соединена прямо или косвенно с гидрогазодинамическим корпусом и выполнена с возможностью выпуска в поток текучей среды вокруг него. Рычажно-тяговый механизм соединен прямо или косвенно с управляющей поверхностью для гидрогазодинамического управления и выполнен с возможностью ее выпуска в поток текучей среды. Общий исполнительно-приводной механизм соединен прямо или косвенно с рычажно-тяговым механизмом и выполнен с возможностью передачи усилия для приведения в действие через рычажно-тяговый механизм таким образом, что гидрогазодинамическая поверхность оказывается выпущенной в поток текучей среды. Исполнительно-приводной элемент соединен прямо или косвенно с общим исполнительно-приводным механизмом и выполнен с возможностью обеспечения создания усилия для приведения в действие.

Еще в одном варианте реализации изобретения предложен способ гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом, включающий приведение в действие по меньшей мере одного исполнительно-приводного элемента, соединенного прямо или косвенно по меньшей мере с одним общим исполнительно-приводным механизмом, и обеспечение создания усилия для приведения в действие посредством общего исполнительно-приводного механизма. Согласно указанному способу затем осуществляют передачу усилия для приведения в действие по меньшей мере через один рычажно-тяговый механизм по меньшей мере одной прямо или косвенно соединенной с ним управляющей поверхности для гидрогазодинамического управления.

Еще в одном варианте реализации изобретения предложен способ обеспечения создания гидрогазодинамической системы управления корпусом ракеты или снаряда, включающий обеспечение использования нескольких раструбов, выполненных с возможностью изменения наклона и с лепестками, при этом каждый из раструбов содержит соответствующий рычажно-тяговый механизм из нескольких рычажно-тяговых механизмов. Согласно указанному способу дополнительно осуществляют прямое или косвенное соединение раструбов, выполненных с возможностью изменения наклона и с лепестками, с задним концом корпуса ракеты или снаряда, осуществляют прямое или косвенное соединение общего исполнительно-приводного механизма с рычажно-тяговыми механизмами и осуществляют прямое или косвенное соединение общего исполнительно-приводного механизма по меньшей мере с одним исполнительно-приводным элементом.

Представленный раздел описания "Раскрытие изобретения" использован для вводного раскрытия в упрощенной форме с некоторыми выбранными принципами, далее описанными подробно в разделе описания "Осуществление изобретения". Данный раздел не претендует на выявление ключевых особенностей или существенных признаков заявленного объекта и не предназначен для использования в качестве средства определения объема правовой охраны заявленного объекта изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Более полное понимание раскрытых вариантов реализации изобретения может быть обеспечено путем ссылки на раздел описания "Осуществление изобретения" и формулу изобретения при рассмотрении в сочетании со следующими фигурами чертежей, на которых одинаковые ссылочные обозначения относятся к схожим элементам на всех чертежах. Фигуры чертежей представлены для облегчения понимания описания и не предназначены для ограничения объема предлагаемого изобретения или его применимости. Чертежи не обязательно выполнены в масштабе.

На фиг. 1 проиллюстрирован вид сбоку примера ракеты или снаряда, содержащей или содержащего аэродинамическую систему управления полетом корпуса ракеты или снаряда согласно раскрытому варианту реализации изобретения.

На фиг. 2 проиллюстрирован перспективный вид примера аэродинамической системы управления полетом корпуса ракеты или снаряда согласно раскрытому варианту реализации изобретения.

На фиг. 3 проиллюстрирован перспективный вид аэродинамической системы управления полетом корпуса ракеты или снаряда согласно фиг. 2 в полностью закрытом положении с малым динамическим сопротивлением согласно раскрытому варианту реализации изобретения.

На фиг. 4 проиллюстрирован перспективный вид аэродинамической системы управления полетом корпуса ракеты или снаряда согласно фиг. 2 в конфигурации с кольцом, задействованным для осуществления маневрирования, согласно раскрытому варианту реализации изобретения.

На фиг. 5 проиллюстрирован перспективный вид аэродинамической системы управления полетом корпуса ракеты или снаряда согласно фиг. 2 в конфигурации с кольцом, не задействованным для осуществления маневрирования при большом динамическом сопротивлении, согласно раскрытому варианту реализации изобретения.

На фиг. 6 проиллюстрирован пример функциональной структурной схемы управляющего устройства для аэродинамической системы управления полетом корпуса ракеты или снаряда согласно раскрытому варианту реализации изобретения.

На фиг. 7 проиллюстрирован пример блок-схемы способа аэродинамического управления ракетой или снарядом согласно раскрытому варианту реализации изобретения.

На фиг. 8 проиллюстрирован пример блок-схемы способа обеспечения аэродинамической системы управления полетом корпуса ракеты или снаряда согласно раскрытому варианту реализации изобретения.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Последующие раздел описания "Осуществление изобретения" является по существу примерным и не предназначен для ограничения предлагаемого изобретения или применения и использований раскрытых вариантов реализации изобретения. Описания конкретных устройств, способов и вариантов реализации предоставлены только в качестве примера. Изменения в примерах, описанных здесь, будут очевидны для специалистов в данной области техники, и общие принципы, определенные здесь, могут быть применены для других примеров и вариантов реализации, не отступая от сущности и объема раскрытой информации. Кроме того, не подразумеваются какие бы то ни было ограничения какой бы то ни было выраженной или подразумеваемой теорией, изложенной в предшествующих разделах описания "Область техники", "Уровень техники", "Раскрытие изобретения" или последующем разделе описания "Осуществление изобретения". Раскрытие настоящего изобретения должно толковаться в объеме, соответствующем формуле изобретения, и не ограничиваться примерами, описанными и показанными здесь.

Раскрытые варианты реализации изобретения могут быть описаны здесь с использованием функциональных и/или логических блочных компонентов и различных этапов обработки. Следует отметить, что такие блочные компоненты могут быть реализованы любым количеством компонентов аппаратных средств, программного обеспечения и/или встроенного программного обеспечения (firmware), выполненных с возможностью выполнения конкретных функций. Для целей краткости здесь не обязательно могут быть подробно описаны известные способы и компоненты, относящиеся к аэродинамике, гидрогазодинамике текучих сред, конструкциям, управляющим поверхностям, изготовлению и иным функциональным аспектам этих систем (и их отдельных рабочих компонентов). Кроме того, для специалистов в данной области техники очевидно, что раскрытые варианты реализации изобретения могут быть осуществлены вместе с различными конструкционными корпусами и что раскрытые здесь варианты реализации изобретения являются только примерами его реализации. Раскрытые здесь варианты реализации изобретения описаны в контексте практического неограничивающего применения, а именно для снаряда рельсовой электромагнитной пушки. Однако раскрытые варианты реализации изобретения не ограничены только использованием для таких рельсовых электромагнитных пушек, а описанные здесь способы могут также быть использованы для решения иных гидрогазодинамических задач движения в текучей среде. Например, варианты реализации изобретения могут найти применение для выполнения пуль, реактивных снарядов, торпед, ракет, боеголовок баллистической ракеты или спускаемых аппаратов, выполненных с возможностью возврата в плотные слои атмосферы, и т.п.

Как станет очевидно специалисту в данной области техники после ознакомления с настоящим описанием, следующая информация представляет собой примеры и варианты реализации изобретения и не ограничены работой в соответствии с этими примерами. Другие варианты реализации изобретения могут быть использованы и структурные изменения могут быть выполнены в пределах объема раскрытых примеров осуществления настоящего изобретения.

Существующие ракеты или снаряды используют механизм раздельного управления для каждого закрылка, что приводит к большому количеству электронных блоков двигателей и привода, занимающих большой объем и имеющие большой вес. Кроме того, в существующих решениях используются закрылки, встроенные в хвостовую часть ракеты или снаряда, что приводит к увеличению веса и объема. При использовании примера с хвостовым управлением управляющая поверхность закрылков обычно выполнена встроенной в конструкцию хвостового раструба, имеющего фиксированную геометрию. В отличие от этого, раструб, выполненный с разделенными лепестками и описанный здесь, использует весь объем хвостовой части для управляющей поверхности. Также в существующих решениях фиксированная геометрия хвостовой части ракеты или снаряда задает запас статической устойчивости. Этот запас статической устойчивости изменяется вместе с изменением условий полета и не является оптимальным для условий в течение всего полета. Поэтому диаметр фиксированного раструба, будучи оптимальным для одних условий, обычно не является оптимальным в течение всего полета. Раструб, выполненный с разделенными лепестками и описанный здесь, обеспечивает возможность изменения его диаметра, чтобы соответствовать условиям полета в течение всего полета.

Согласно раскрытым вариантам реализации изобретения раструб, выполненный с возможностью изменения наклона и с разделенными лепестками, для аэродинамического управления и/или гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом содержит узел управляющих поверхностей раструба с лепестками, установленный на заднем конце летательного корпуса. Количество лепестков может быть три или больше. Лепестки механическим образом соединены друг с другом общим исполнительно-приводным механизмом таким образом, что весь раструбный узел, выполненный с разделенными лепестками, может быть приведен в действие только тремя исполнительно-приводными элементами, например обеспечивая изменение наклона хвостовой части для управления кольцом, задействованным для осуществления маневрирования, и диаметром раструба для создания изменяемого запаса статической устойчивости летательного корпуса. Изменяемый в течение полета запас статической устойчивости представляет собой запас статической устойчивости, который может быть изменен во время перемещения ракеты или снаряда по траектории для минимизации динамического сопротивления, улучшения маневренности и увеличения дальности действия. Для данного диаметра раструба запас статической устойчивости может быть изменен соответственно условиям полета, что приводит к изменениям динамического сопротивления и устойчивости, влияющим на рабочие характеристики ракеты или снаряда. Изменением диаметра раструба запас статической устойчивости может быть отрегулирован для создания необходимого запаса статической устойчивости в течение режима полета.

На фиг. 1 проиллюстрирован вид сбоку примера ракеты или снаряда 100, содержащей или содержащего аэродинамическую систему 200 управления полетом корпуса ракеты или снаряда (система 200) согласно раскрытому варианту реализации изобретения. Ракета или снаряд 100 может содержать аэродинамический корпус 104 и систему 200.

Аэродинамический корпус 104 может содержать, например, помимо прочего, снаряд для рельсовой электромагнитной пушки, пулю, реактивный снаряд, торпеду, ракету, боеголовку баллистической ракеты или спускаемый аппарат, выполненную или выполненный с возможностью возврата в плотные слои атмосферы, и т.п. В некоторых вариантах реализации изобретения ракета или снаряд 100 имеет длину L 124, выбранную в диапазоне от приблизительно 30 см до приблизительно 90 см и поперечный диаметр, D 126, от приблизительно 4 см до приблизительно 7 см. В варианте реализации изобретения, показанном на фиг. 1, аэродинамический корпус 104 имеет постоянный диаметр D по всей своей длине. Еще в одних вариантах реализации изобретения аэродинамический корпус 104 может иметь отличающуюся конфигурацию, такую как, например, помимо прочего, конуса, для передней части корпуса, изменяемой по степенному закону, для задней части корпуса с обтекаемой или суживающейся формы и т.п. В некоторых вариантах реализации изобретения ракета или снаряд 100 имеет массу, выбранную в диапазоне от приблизительно 1,5 кг до приблизительно 12,5 кг, и может достигать цели на дистанции около 400 км при запуске со скоростью приблизительно 7М или больше.

Система 200 может содержать узел 102 управляющих поверхностей и связанный с ним рычажно-тяговый механизм 130, по меньшей мере один общий исполнительно-приводной механизм 108, по меньшей мере один исполнительно-приводной элемент 118 (исполнительно-приводные элементы 118) и управляющее устройство 120.

Узел 102 управляющих поверхностей содержит по меньшей мере одну аэродинамическую управляющую поверхность 106, содержащую по меньшей мере один рычажно-тяговый механизм 130. Узел 102 управляющих поверхностей и аэродинамическая управляющая поверхность 106 установлены и расположены на заднем конце 116 аэродинамического корпуса 104. Аэродинамическая управляющая поверхность 106 может содержать по меньшей мере один лепесток (лепесток 106). В одном варианте реализации изобретения может быть использовано три лепестка 106 или большее их количество. Аэродинамическая управляющая поверхность 106 прямо или косвенно соединена с аэродинамическим корпусом 104 и выполнена с возможностью выпуска в воздушный поток 122 или отвода из воздушного потока 122, проходящего вокруг аэродинамического корпуса 104. В настоящем документе выражения "аэродинамическая управляющая поверхность" 106, "лепестки" 106 и "раструбы 106, выполненные с возможностью изменения наклона и с разделенными лепестками", могут быть использованы взаимозаменяемо.

Рычажно-тяговый механизм 130 прямо или косвенно соединен с аэродинамической управляющей поверхностью 106 и выполнен с возможностью ее выпуска в воздушный поток 122 или ее отвода из воздушного потока 122, как подробнее раскрыто ниже. Рычажно-тяговый механизм 130 может содержать, например, помимо прочего, наклонную поверхность (например 204 на фиг. 2), тягово-толкающий стержень и т.п.

Общий исполнительно-приводной механизм 108 может содержать, например, помимо прочего, общее исполнительно-приводное кольцо 108, как показано на фиг. 1, общий исполнительно-приводной диск, общую исполнительно-приводную кольцеобразную деталь, общее исполнительно-приводное многоугольное твердое тело и т.п. Общий исполнительно-приводной механизм 108 прямо или косвенно соединен с рычажно-тяговым механизмом 130 и выполнен с возможностью передачи усилия для приведения в действие через рычажно-тяговый механизм 130. Общий исполнительно-приводной механизм 108 может быть прямо или косвенно соединен с исполнительно-приводным элементом 118 одним или несколькими соединяющими тягово-толкающими стержнями 114.

Исполнительно-приводной элемент 118 прямо или косвенно соединен с общим исполнительно-приводным механизмом 108 и выполнен с возможностью обеспечения создания усилия для приведения в действие. Исполнительно-приводной элемент 118 может быть выполнен управляемым управляющим устройством 120 для обеспечения работы узла 102 управляющих поверхностей для управления аэродинамическим корпусом 104. Лепестки 106 механическим образом соединены друг с другом посредством общего исполнительно-приводного механизма 108, так что вся система 200 оказывается выполнена с возможностью приведения в движение только тремя исполнительно-приводными элементами 118 посредством соединяющих тягово-толкающих стержней 114.

Управляющее устройство 120 выполнено с возможностью управления исполнительно-приводным элементом 118 для обеспечения работы узла 102 управляющих поверхностей. Управляющее устройство 120 также выполнено с возможностью управления приведением в действие лепестков 106 для изменения запаса статической устойчивости по необходимости. Лепестки 106 обеспечивают изменение наклона заднего конца 116 аэродинамического корпуса 104, когда общее исполнительно-приводное кольцо 108 приведено в действие для обеспечения маневрирования в ответ на приведение в действие исполнительно-приводного элемента 118 управляющим устройством 120. Таким образом, лепестки 106 обеспечивают управление диаметром раструба для обеспечения управляемого изменения запаса статической устойчивости корпуса. Таким образом, управляющее устройство 120 динамически регулирует запас статической устойчивости аэродинамического корпуса 104 на основе условий полета и необходимой маневренности и в качестве функции от них.

При аналитическом расчете реактивного снаряда запас статической устойчивости определяют как расстояние между центром 110 тяжести (CG) и центром 112 давления (CP). Если центр 110 тяжести находится впереди центра 112 давления (показано на фиг. 1), ракета или снаряд 100 отвечает на возмущение созданием аэродинамического момента, возвращающего ракету или снаряд 100 на угол, существовавший до этого возмущения. При таком условии статическая устойчивость является положительной и запас статической устойчивости является положительным. Если центр 110 тяжести находится позади центра 112 давления, любое возмущение создаст момент, который продолжает стремиться отвести ракету или снаряд 100 от стартового положения. При таком условии статическая устойчивость является отрицательной и запас статической устойчивости является отрицательным. Управляющее устройство 120 и способ управления запасом статической устойчивости раскрыты более подробно в контексте описания фиг. 6.

На фиг. 2 проиллюстрирован перспективный вид аэродинамической системы 200 управления полетом корпуса ракеты или снаряда (система 200), показанной на фиг. 1, согласно раскрытому варианту реализации изобретения. Система 200 может содержать несколько лепестков 106, общее исполнительно-приводное кольцо 108, тягово-толкающие стержни 114, задний конец 116, управляющее устройство 120 и исполнительно-приводные элементы 118.

Лепестки 106 (раструб 106, выполненный с возможностью изменения наклона и с разделенными лепестками) связаны друг с другом посредством общего исполнительно-приводного кольца 108 и выполнены с возможностью перемещения с изменением наклона (nutating motion) на заднем конце 116 аэродинамического корпуса 104. Движением с изменением наклона может быть прецессия по существу вокруг оси, которое похоже, например, помимо прочего, на колебательные движения монеты на столе, колебательные движения шины на земле после падения своей плоской стороной вниз, изменение в направлении от оси поворота, при котором угол Эйлера остается постоянным, и т.п. Движение лепестков 106 с изменением наклона обеспечивает управление, например, помимо прочего, направлением, вращением и т.п. аэродинамического корпуса 104. Изменение наклона обеспечивает возможность компенсирования движения ракеты или снаряда 100 по крену относительно продольной оси (rolling motion). Например, если верхние лепестки выпущены для оказания влияния на осуществления маневра вверх, то по мере поворота ракеты или снаряда 100, выпущенные лепестки могут быть отведены, а лепестки, осуществляющие поворот в верхнем положении, выпущены, что приводит к поддержанию этого маневра.

Лепестки 106 выполнены с возможностью выпуска и отвода посредством общего исполнительно-приводного кольца 108 на согласованной основе. Как упомянуто выше, лепестки 106 выполнены с возможностью обеспечить изменение наклона заднего конца 116 аэродинамического корпуса 104, когда общее исполнительно-приводное кольцо 108 приведено в действие для обеспечения маневрирования в ответ на приведение в действие исполнительно-приводного элемента 118 управляющим устройством 120. Таким образом лепестки 106 обеспечивают управление диаметром раструба для обеспечения управляемого изменения запаса статической устойчивости корпуса.

Каждый из лепестков 106 содержит рычажно-тяговый механизм 204 (130 на фиг. 1) для обеспечения возможности выпуска общим исполнительно-приводным кольцом 108 лепестков 106 в воздушный поток 122 наружу в ответ на тянущее усилие 208 для приведения в действие. Лепестки 106 оказываются отведены внутрь из воздушного потока 122 в ответ на толкающее усилие 206 для приведения в действие. Длина LF 212 лепестков 106 может быть выбрана в диапазоне, например, помимо прочего, от приблизительно 2 см до приблизительно 8 см и т.п. Ширина W 202 каждого из лепестков 106 может быть выбрана в диапазоне, например, помимо прочего, от приблизительно 2 см до приблизительно 7 см и т.п. Количество лепестков 106 может быть, например, помимо прочего, три или больше и т.п.

Общее исполнительно-приводное кольцо 108 механическим образом соединяет между собой лепестки 106 и обеспечивает для них рычажно-тяговый механизм. Общее исполнительно-приводное кольцо 108 прямо или косвенно соединено с рычажно-тяговым механизмом 204 и передает усилие для приведения в действие через рычажно-тяговый механизм 204. При работе, общее исполнительно-приводное кольцо 108 передает тянущее усилие 208 для приведения в действие через рычажно-тяговый механизм 204 по меньшей мере одному лепестку из указанных лепестков 106 таким образом, что по меньшей мере один лепесток из указанных лепестков 106 оказывается выпущен наружу в воздушный поток 122. Схожим образом общее исполнительно-приводное кольцо 108 передает толкающее усилие 206 для приведения в действие через рычажно-тяговый механизм 204 по меньшей мере одному лепестку из указанных лепестков 106 таким образом, что по меньшей мере один лепесток из указанных лепестков 106 оказывается отведен по направлению внутрь из воздушного потока 122.

Таким образом, только три исполнительно-приводных элемента 118 необходимы для осуществления привода системы 200 в отличие от решения с одним исполнительно-приводным элементом на каждый из лепестков 106, что приводит к уменьшению веса. Общее исполнительно-приводное кольцо 108 может быть прямо или косвенно соединено по меньшей мере с одним исполнительно-приводным элементом 118 одним или несколькими соединяющими тягово-толкающими стержнями 114. В варианте реализации изобретения, показанном на фиг. 1-2, в качестве общего исполнительно-приводного механизма 108 используется кольцо, образующее общее исполнительно-приводное кольцо 108. Однако, как упомянуто выше, могут быть использованы другие исполнительно-приводные механизмы в дополнение или в качестве альтернативы.

При работе лепестки 106 могут быть выпущены или отведены с использованием различных подходящих исполнительно-приводных механизмов.

Например, в некоторых вариантах реализации изобретения, управлением перемещением каждого лепестка 106 реализовано посредством приведения в действие общего исполнительно-приводного кольца 108 через тягово-толкающий стержень 114, прямо или косвенно соединенный с исполнительно-приводным элементом 118, расположенным внутри ракеты или снаряда 100. Различные иные подходящие исполнительно-приводные механизмы общего исполнительно-приводного кольца 108 могут быть использованы в дополнение или в качестве альтернативы. Диаметр DR 210 общего исполнительно-приводного кольца 108 может быть выбран в диапазоне, например, помимо прочего, от приблизительно 2 см до приблизительно 5 см и т.п.

Весь задний конец 116 системы 200 используется в качестве управляющей поверхности. Это уменьшает необходимую длину LF 212 лепестка и вес. Как упомянуто выше, только три исполнительно-приводных элемента 118 необходимы для осуществления привода системы 200 в отличие от решения с одним исполнительно-приводным элементом на лепесток 106, что также приводит к уменьшению веса. Использование системы 200 с лепестками 106, соединенными между собой, обеспечивает возможность управления посредством использования заднего конца 116 в условиях гиперзвукового высокодинамического воздействия. Исполнительно-приводные элементы 118 могут быть рассчитаны так, чтобы удовлетворять мощностным, весовым и объемным ограничениям для ракеты или снаряда 100 в заданной физической среде. Таким образом, уменьшенный вес хвостовой части улучшает запас статической устойчивости ракеты или снаряда 100.

Диаметр DT 302 (фиг. 3) заднего конца 116 может быть выбран в диапазоне, например, помимо прочего, от приблизительно 3 см до приблизительно 6 см и т.п. В полностью закрытом положении (фиг. 4) система 200 обеспечивает по существу минимальные диаметр, базовое динамическое сопротивление и устойчивость. В полностью открытом положении (фиг. 2 и 5) система 200 обеспечивает по существу максимальную устойчивость для быстрой корректировки положения ракеты или снаряда во время возврата в плотные слои атмосферы. Система 200 обеспечивает возможность подачи на лепестки в общем режиме команд управления для регулировки запаса статической устойчивости в полете. Таким образом, воздушные характеристики обеспечивает улучшенные характеристики дальности полета.

Набор из трех исполнительно-приводных элементов 118 образует приводной механизм для обеспечения маневрирования общим исполнительно-приводным кольцом 108 в качестве приводящего в действие механизма в контакте с лепестками 106. Например, как упомянуто выше, общее исполнительно-приводное кольцо 108 приводит к выпуску по меньшей мере одного лепестка из указанных лепестков 106 (лепесток 106) наружу в воздушный поток 122 посредством передачи тянущего усилия 208 для приведения в действие через рычажно-тяговый механизм 204 лепестка 106. Также, общее исполнительно-приводное кольцо 108 отводит лепесток 106 по направлению внутрь из воздушного потока 122 посредством передачи толкающего усилия 206 для приведения в действие через рычажно-тяговый механизм 204 лепестка 106.

На фиг. 3 проиллюстрирован перспективный вид аэродинамической системы управления полетом корпуса ракеты или снаряда 200 в полностью закрытом положении 300 с малым динамическим сопротивлением согласно раскрытому варианту реализации изобретения. В полностью закрытом положении 300 с малым динамическим сопротивлением система 200 развивает по существу минимальные динамическое сопротивление и устойчивость.

На фиг. 4 проиллюстрирован перспективный вид аэродинамической системы 200 управления полетом корпуса ракеты или снаряда в конфигурации 400 с кольцом, задействованным для осуществления маневрирования, согласно раскрытому варианту реализации изобретения. В этой конфигурации ракета или снаряд 100 могут выполнять маневрирование с перегрузкой (G-Maneuver) путем подачи различных команд на лепестки 106 посредством управляющего устройства 120.

На фиг. 5 проиллюстрирован перспективный вид аэродинамической системы 200 управления полетом корпуса ракеты или снаряда в полностью развернутой конфигурации 500 с кольцом, не задействованным для осуществления маневрирования при большого динамическом сопротивлении, согласно раскрытому варианту реализации изобретения. В этой конфигурации ракета или снаряд 100 может использовать общие команды для регулировки запаса статической устойчивости и способности к маневрированию во время режима полета и для осуществления маневрирования. Полное развертывание обеспечивает быстрый захват при входе в атмосферу.

На фиг. 6 проиллюстрирован пример функциональной структурной схемы управляющего устройства 120 (система 600) для аэродинамической системы управления полетом корпуса ракеты или снаряда 200 согласно раскрытому варианту реализации изобретения. Система 600 может содержать процессорный модуль 602, запоминающий модуль 604, вычислительный модуль 606 для вычисления запаса статической устойчивости, командный модуль 608 для подачи команд исполнительно-приводному элементу, модуль 610 оценки или измерения состояния корпуса и модуль 612 определения траектории. Эти модули могут быть прямо или косвенно соединены друг с другом с возможностью сообщения посредством шины 614.

Процессорный модуль 602 содержит средства для обработки данных в логической последовательности, выполненные с возможностью реализации функций, способов и задач по обработке, связанных с работой системы 600. В частности, средства для обработки данных в логической последовательности выполнены с возможностью поддержки работы системы 600, описанной здесь. Например, процессорный модуль 602 может управлять командным модулем 608 для подачи команд на приведение в движение общего исполнительно-приводного механизма 108 посредством исполнительно-приводных элементов 118.

Еще в одном примере процессорный модуль 602 выполнен с возможностью регулировки запаса статической устойчивости аэродинамического корпуса 104 в качестве функции от условий полета и необходимой способности к маневрированию. При этом процессорный модуль 602 получает полетные конфигурационные данные от управляющего полетом компьютера (не показано) и управляет вычислительным модулем 606 для вычисления запаса статической устойчивости на основе принятых полетных конфигурационных данных. Процессорный модуль 602 может затем управлять командным модулем 608 для подачи команд на исполнительно-приводные элементы 118 для приведения в действие общего исполнительно-приводного механизма 108 с целью регулировки запаса статической устойчивости посредством приведения в действие лепестков 106. Лепестки 106 могут затем обеспечить изменение наклона заднего конца 116 аэродинамического корпуса 104, когда общий исполнительно-приводной механизм 108 приведен в действие для осуществления маневрирования в ответ на приведение в действие исполнительно-приводного элемента 118. Таким образом лепестки 106 обеспечивают управление диаметром раструба для обеспечения управляемого изменения запаса статической устойчивости корпуса.

Процессорный модуль 602 может быть выполнен, или реализован, с использованием обычного процессора общего назначения, ассоциативного запоминающего устройства, процессора для цифровой обработки сигналов, специализированной интегральной схемы, программируемой пользователем вентильной матрицы, любого подходящего программируемого логического устройства, схемы на дискретных компонентах или транзисторной логической схемы, отдельных компонентов аппаратных средств или любой комбинацией указанных средств, предназначенных для выполнения функций, описанных здесь. Таким образом, процессор может быть реализован в качестве микропроцессора, управляющего устройства, микроконтроллера, конечного автомата и т.п. Процессор также может быть реализован в виде комбинации вычислительных устройств, например комбинации процессора для цифровой обработки сигналов и микропроцессора, нескольких микропроцессоров, одного или более микропроцессоров в сочетании с ядром процессора для цифровой обработки сигналов, или любой другой такой конфигурации.

Запоминающий модуль 604 может содержать области хранения данных с памятью, отформатированной для поддержки функционирования системы 600. Запоминающий модуль 604 выполнен с возможностью хранения, обслуживания и предоставления данных при необходимости для поддержки функциональности системы 600. Например, запоминающий модуль 604 может хранить полетные конфигурационные данные, данные о запасе статической устойчивости, данные о диаметре раструба и т.п.

В практических вариантах реализации изобретения запоминающий модуль 604 может содержать, например, помимо прочего, энергонезависимые устройства хранения данных (энергонезависимое полупроводниковое запоминающее устройство), устройство с жестким диском, устройство с оптическим диском и т.п.), устройство со случайным доступом для хранения данных (например, устройства SRAM, DRAM) или средства хранения в любой другой форме, известной в данной области технике.

Запоминающий модуль 604 может быть прямо или косвенно соединен с процессорным модулем 602 и выполнен с возможностью хранения, например, помимо прочего, базы данных и т.п. Кроме того, запоминающий модуль 604 может представлять собой динамически обновляемую базу данных, содержащую таблицы для обновления базы данных, и т.п. Запоминающий модуль 604 может также хранить компьютерную программу, которая выполняется процессорным модулем 602, операционную систему, прикладные программы, предварительные данные, используемые при выполнении программы, и т.п.

Запоминающий модуль 604 может быть прямо или косвенно соединен с процессорным модулем 602, выполненным с возможностью считывания информации из запоминающего модуля 604 и записи информации в запоминающий модуль 604. Например, процессорный модуль 602 может иметь доступ к запоминающему модулю 604 для обеспечения доступа к информации о скорости летательного аппарата, положениях поверхностей для управления полетом, угле атаки, числе Маха, высоте, данных о запасе статической устойчивости данным