СПОСОБ СПУСКА В АТМОСФЕРЕ ОТДЕЛЯЕМОГО ОТ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ЭЛЕМЕНТА, ОБЛАДАЮЩЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ КАЧЕСТВОМ, И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ СПОСОБА Российский патент 1997 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к аэродинамике, а именно к разработке способа и устройства для спуска в атмосфере отделяемого от гиперзвукового ЛА элемента (ОЭ), относящегося к классу тел, обладающих аэродинамическим качеством.

Известен способ спуска в атмосфере отделяемого от РН элемента, например, обечайки корпуса космической головной части (КГЧ), включающий отделение обечайки от РН в заданный момент времени в процессе выведении КА на орбиту, основанный на торможении атмосферой и автономном нестабилизированном движении ОЭ на всем атмосферном участке полета обечайки (см.[1] стр.89-90).

Известна КГЧ РН, содержащая КА, головной обтекатель (ГО) моноблочного или секционного исполнения, разделяющийся на несколько отделяемых от РН обечаек (см.[1] стр.89-90).

Недостаток известного способа и устройства значительные размеры зон падения элементов ГО, обусловленные нестабилизированным (хаотичным) движением элементов ГО при полете в атмосфере Земли при существенном изменении величин аэродинамических характеристик элементов ГО. Так проведенный на предприятии анализ результатов натурных испытаний существующих РН типа "Союз", "Протон", "Зенит" показал, что площади зоны разброса отделяемых элементов ГО достигает нескольких тысяч кв.км.

Известен также способ спуска в атмосфере отделяемого от РН, например, космического аппарата (КА), совершающего автономный спуск в атмосфере, основанный на стабилизации на заданном (балансировочном) угле атаки и ориентации его по каналам тангажа, рыскания и крена, торможении КА атмосферой на траектории спуска при наличии аэродинамического нагрева и дополнительном торможении струей двигателя в заданном интервале времени для обеспечения мягкой посадки на Землю. При этом торможение КА осуществляют аэродинамическим потоком, непосредственно воздействующим на КА ([1] стр. 415).

Известно также устройство для осуществления спуска, выполненное в виде КА (см. например, [1] стр. 378), содержащее теплоизолированный корпус, средства обеспечения стабилизации (аэродинамические органы управления) по каналам тангажа, рыскания и крена, средства обеспечения мягкой посадки.

Указанные технические решения позволяют осуществить спуск КА на заданном (балансировочном) угле атаки с использованием аэродинамической подъемной силы для управления движением и посадки в районе с заданными координатами. Однако сложность управления движением и наличие в составе КА средств обеспечения движением КА в атмосфере обуславливают сложность конструкции и высокую эксплуатационную стоимость КА и по этой причине они неприемлемы для спуска отделяемых элементов.

Известен также способ спуска в атмосфере отделяемого элемента (КА) от РН, основанный на торможении атмосферой и стабилизации СУ (в отличие от ОЭ) на заданном (балансировочном) угле атаки. При этом стабилизацию СУ по каналам тангажа, рыскания и крена осуществляют посредством изменения в полете длин тросов.

Известно также устройство для спуска в атмосфере ОЭ (КА) РН, обладающего аэродинамическим качеством, содержащее СУ, выполненное в виде надувного параплана либо гибкого крыла, также обладающих аэродинамическим качеством и соединенных с ОЭ посредством тросов, содержащее механизм изменения в процессе полета длины тросов с возможностью стабилизации СУ по каналам тангажа, рыскания и крена.

Недостатки способа и устройства сложность обеспечения стабилизации посредством изменения длины тросов и необходимость обеспечения устройства соответствующими механизмами. К тому же отсутствие необходимого для выполнения гибкой несущей поверхности СУ теплостойкого материала, способного выдержать тепловые нагрузки на гиперзвуковых скоростях полета, обуславливает невозможность промышленного применения этих технических решений.

Известен также способ спуска в атмосфере отделяемого от РН, например, ракетного блока (РБ) или КА, обладающих также аэродинамическим качеством, основанный на торможении атмосферой и стабилизации ОЭ на траектории спуска в вертикальной плоскости (на нулевом угле атаки). При этом торможение осуществляют аэродинамическим потоком, непосредственно воздействующим на отделяемый элемент (КА, РБ) и одновременно на стабилизирующее устройство (СУ), соединенное посредством гибкой связи с ОЭ.

Известно также устройство для спуска в атмосфере отделяемого от РН элемента, обладающего аэродинамическим качеством, содержащее СУ, выполненное в виде осесимметричного парашюта или надувной емкости и соединенное с ОЭ посредством гибкой связи. При этом гибкая связь выполнена в виде парашютных строп, закрепленных соосно с ОЭ.

Приведенные технические решения наиболее близки к предлагаемым и приняты авторами за прототип способа и устройства соответственно.

Недостатки этих технических решений также значительные размеры площади зоны падения ОЭ, обусловленные ограниченным диапазоном чисел Маха, в котором возможно применение устройств. Так, современные СУ, выполненные в виде парашюта или надувной емкости, применяются, как правило, в комбинации с другими средствами возвращения и используются на заключительном этапе снижения ОЭ (см.[1] стр.378). А создание управляемого парашюта для осуществления спуска на всем атмосферном участке полета после отделения от ЛА, в том числе на гиперзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, в настоящее время связано с техническими трудностями, обусловленными необходимостью создания гибких термопрочных материалов, армированных элементами, выполненными из термостойкого материала, способного выдержать тепловое нагружение на гиперзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. К тому же создание такого парашюта требует значительных материальных затрат.

Задачей изобретения является уменьшение площадей зон падения отделяемых от ЛА элементов, обладающих аэродинамическим качеством при одновременном упрощении конструкции устройства для осуществления способа, а также уменьшение материальных затрат на аренду районов падения ОЭ.

Техническим результом изобретения является обеспечение ориентированного движения ОЭ на участке спуска в атмосфере на заданном угле атаки, упрощение конструкции СУ для решения задачи спуска в атмосфере, в том числе на участке гиперзвуковых-сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих максимальным тепловым потокам.

Задача решается за счет того, что в предложенном способе спуска ОЭ, обладающего аэродинамическим качеством, основанном на стабилизации ОЭ на заданном угле атаки в плоскости симметрии при воздействии аэродинамического потока, стабилизацию отделяемого элемента осуществляют на всем атмосферном участке полета путем воздействия на него дополнительным стабилизирующим моментом, равным по величине и обратным по знаку аэродинамическому моменту, действующему на отделяемый элемент на угле атаки, соответствующем нулевой аэродинамической подъемной силе и минимуму лобового аэродинамического сопротивления при гиперзвуковых скоростях полета.

В устройстве для спуска в атмосфере отделяемого от ЛА элемента, обладающем аэродинамическим качеством, содержащем СУ, гибкую связь, соединяющую СУ с ОЭ, согласно изобретению СУ выполнено в виде статически устойчивого в аэродинамическом потоке жесткого тела баллистического типа, при этом гибкая связь одним концом шарнирно укреплена в вершине СУ, а потребная площадь миделя СУ определяется из соотношения

где K_x,y= (Y_o-Y_т)•cosα-(X_o-X_т)•sinα,
S_m площадь миделя СУ;
C_xa1 коэффициент лобового сопротивления СУ, отнесенный к S_m;
C_xa коэффициент лобового сопротивления ОЭ, отнесенный к S;
α угол атаки ОЭ, соответствующий нулевой подъемной силе и минимуму сопротивления при гиперзвуковых скоростях полета;
S, L характерная площадь и длина ОЭ;
m_z коэффициент момента тангажа ОЭ при угле атаки a отнесенный к S и L;
m отношение массы СУ к массе ОЭ;
X_o, Y_o координаты точки крепления гибкой связи с ОЭ, отнесенные к L;
X_т,Y_т координаты центра масс ОЭ, отнесенные к L.

Координаты точки крепления выбирают из условия максимально возможной длины плеча, соединяющего центр масс с линией действия прикладываемой силы, а угол a отсчитывается от оси OX связанной системы координат (OXYZ).

Именно осуществление стабилизации ОЭ на всем атмосферном участке полета путем воздействия на него дополнительным стабилизирующим моментом, равным по величине и обратным по знаку аэродинамическому моменту, действующему на ОЭ на угле атаки, соответствующем нулевой аэродинамической подъемной силе и минимуму лобового аэродинамического сопротивления при гиперзвуковых скоростях полета с помощью устройства, которое выполнено в виде статически устойчивого в аэродинамическом потоке жесткого тела баллистического типа и в котором гибкая связь одним концом шарнирно укреплена в вершине СУ, а площадь миделя СУ выполнена по соотношению (1), обеспечивает достижение поставленной цели уменьшение площадей зон падения отделяемых от ЛА элементов, обладающих аэродинамическим качеством при упрощении конструкции СУ.

По сравнению с прототипом изобретение сокращает материальные затраты на аренду районов падения ОЭ и создание необходимого устройства.

Признаки, отличающие изобретение от прототипа, позволяют сделать вывод о соответствии предложенных решений критерию "новизна". Технические решения явным образом не следуют из уровня техники, т.е. соответствуют критерию "изобретательский уровень".

Сущность изобретения поясняется на примере решения поставленной задачи применительно к отделяемым (секционным) элементам ГО КГЧ эксплуатируемой РН.

На фиг. 1 приведена схема функционирования РН с разделением ГО КГЧ на составные элементы; на фиг.2 фрагмент полета секционного элемента ГО КГЧ на атмосферном участке (здесь же приведена схема аэродинамических сил, действующих на систему "СУ гибкая связь секционный элемент ГО"); на фиг.3 приведена зависимость коэффициента m_z момента тангажа ОЭ от угла атаки a на фиг.4 зависимость коэффициента C_xa лобового сопротивления и коэффициента C_ya подъемной силы ОЭ от угла атаки a; на фиг.5 - зависимость коэффициента C_xa1 лобового сопротивления СУ от числа М; на фиг.6 полоса разброса коэффициента C_xa ОЭ при нестабилизированном спуске (поз.1) и спуске по предполагаемым решениям (поз.2).

Спуск ОЭ в атмосфере осуществляют следующим образом.

С временной задержкой после отделения устройства от ЛА под действием собственного веса ОЭ (μ < 1) СУ вводят в рабочее положение (фиг.1 и 2). На всем участке полета на ОЭ воздействуют дополнительным стабилизирующим моментом (фиг.2,3), равным по величине и обратным по знаку аэродинамическому моменту, действующему на ОЭ на фиксированном угле атаки (см. фиг.3, поз.1). Фиксированный угол атаки соответствует нулевой подъемной силе и минимуму лобового аэродинамического сопротивления при m_z<0 (где m_z - производная m_z по углу атаки α ) на гиперзвуковых скоростях полета (см. фиг.4, поз.1).

Устройство для спуска (фиг.1,2) в атмосфере отделяемого от РН 1 секционного элемента 2 ГО, обладающего аэродинамическим качеством, содержит СУ 3, гибкую связь 4, соединяющую СУ с ОЭ.

СУ выполнено в виде статически устойчивого (maz

Выполнение СУ в виде жесткого тела позволяет использовать известные теплостойкие материалы с нанесением их на поверхность СУ по известной технологии, используемой для современных КА. Тем самым исключается необходимость в разработке гибких теплостойких материалов, способных выдержать тепловые нагрузки при гиперзвуковых скоростях полета.

СУ выполняют в виде тела баллистического типа с нулевым аэродинамическим качеством (определение "баллистического типа" см.[1] стр.40), например конуса, шара, параболлоида вращения и пр. что обеспечивает движение его по траектории, близкой к баллистической, и также обуславливает минимальные площади РН. Площадь миделя S_м СУ определяют по формуле (1).

Гибкую связь 4 выполняют в виде фала или троса также из теплостойкого материала. Одним концом она шарнирно укреплена в вершине 5 СУ, другим в плоскости симметрии ОЭ в точке 6 с координатами крепления X_o, Y_o. Координаты X_o, Y_o соотносятся с площадью миделя СУ и его коэффициентом C_xa (см. фиг.5) лобового сопротивления также по формуле (1). Длину гибкой связи выбирают из условия обтекания СУ невозмущенным от секционного элемента потоком по результатам расчетных или экспериментальных исследований.

Центр масс ОЭ находится в точке с координатами X_т, Y_т.

Таким образом, осуществление в процессе полета фиксированного угла атаки именно на гиперзвуковых скоростях при указанных условиях в совокупности с отличительными признаками устройства приводит к уменьшению полосы разброса аэродинамических характеристик ОЭ (фиг.6). При этом осуществляется ориентированное движение на всех участках полета на заданном угле атаки, что и приводит к выполнению поставленной цели, уменьшению площадей РП падения ОЭ.

Проведенные на предприятии расчеты показали, что для осуществления спуска в атмосфере секционного элемента ГО КГЧ (см. фиг.2), выполненного в виде тела вращения оживало-цилиндрической формы, разрезанного на две половины, при длине этого тела, равной 23,7м, требуется СУ, выполненное в виде конуса с полууглом 57^o и диаметром основания 4,75 м. При этом координаты точки крепления X_o=17,7 м; Y_o=3 м, координаты центра масс X_т=0,38 м; Y_т=2 м (в системе координа фиг.2). Длина троса 30 м.

Расчеты рассеивания точек падения этого элемента в связке СУ показали, что площадь РН может быть уменьшена с 2480 до 150 км², т.е. в 16,5 раза по сравнению с размерами РН при спуске ОЭ без СУ.

В случае раскрытия СУ при числе M<3 и скоростном напоре q<1500 кгс/м² (параметрах, при которых возможно использование современных парашютов), уменьшение площади РН составляет не более чем в 1.3-1.5 раза.

Отклонение в ту или иную сторону размеров СУ, т.е. площади S_m, при неизменной точке крепления от рассчитанной по формуле (1) площади приводит к увеличению размеров РН.

Существенное уменьшение размеров РН может быть получено для элементов ГО всех существующих и перспективных РН, а также для других отделяемых в процессе полета элементов конструкции РН (элементов корпусов, донных защит, обтекателей, отделяемых баков и т.д.).

В самолетостроении изобретение целесообразно использовать для доставки, например, специального снаряжения, оборудования, контейнеров и т.д. в район с заданными координатами площади падения. В варианте сброса ОЭ с самолета на ОЭ воздействуют стабилизирующим моментом, соответствующим нулевой подъемной силе и минимуму аэродинамического сопротивления ОЭ на скорости полета самолета, соответствующей моменту времени отделения ОЭ. В этом случае СУ может быть выполнено в виде парашюта. Площадь миделя (купола) парашюта и координаты точки крепления фала к ОЭ должны быть соподчинены приведенной формуле.

Уменьшение РН отделяемых элементов позволяет существенно сократить материальные затраты на аренду отчуждаемых РН, в частности в странах СНГ.

Использование: в аэродинамике. Сущность изобретения: стабилизация отделяемого элемента на заданном угле атаки в плоскости симметрии при воздействии аэродинамического потока. Стабилизацию отделяемого элемента осуществляют, воздействуя на него стабилизирующим моментом, равным по величине и обратным по знаку аэродинамическому моменту, действующему на отделяемый элемент на угле атаки, соответствующем нулевой аэродинамической подъемной силе и минимуму лобового аэродинамического сопротивления при гиперзвуковых скоростях полета. Устройство для осуществления способа содержит стабилизирующее устройство из теплостойкого материала и соединяющую его с отделяемым элементом гибкую связь из теплостойкого материала. Стабилизирующее устройство выполнено в виде статически устойчивого в аэродинамическом потоке жесткого тела баллистического типа, при этом гибкая связь шарнирно укреплена в вершине стабилизирующего устройства, площадь миделя которого определяют из соотношения
где K_x,y= (Y_o-Y_т)•cosα-(X_o-X_т)•sinα, S_m - площадь миделя стабилизирующего устройства; C_xa1 - коэффициент лобового сопротивления стабилизирующего устройства, отнесенный к S_m; α - угол атаки отделяемого элемента, соответствующий нулевой подъемной силе и минимуму сопротивления при гиперзвуковых скоростях полета; S, L - характерная площадь и длина отделяемого элемента; m_z - коэффициент момента тангажа отделяемого элемента при угле атаки a , отнесенный к S и L; C_xa -коэффициент лобового сопротивления отделяемого элемента, отнесенный к S; m - отношение массы стабилизирующего устройства к массе отделяемого элемента; X_o,Y_o - координаты точки крепления гибкой связи с отделяемым элементом, отнесенные к L; X_т, Y_т - координаты центра масс отделяемого элемента, отнесенные к L. 2 с.п. ф-лы, 6 ил.

1. Способ спуска в атмосфере отделяемого от гиперзвукового летательного аппарата элемента, обладающего аэродинамическим качеством, заключающийся в стабилизации отделяемого элемента на угле атаки в плоскости симметрии при возведении аэродинамического потока, отличающийся тем, что стабилизацию отделяемого элемента осуществляют, воздействуя на него стабилизирующим моментом, равным по величине и обратным по знаку аэродинамическому моменту, действующему на отделяемый элемент на угле атаки, соответствующем нулевой аэродинамической подъемной силе и минимуму лобового аэродинамического сопротивления при гиперзвуковых скоростях полета. 2. Устройство для спуска в атмосфере отделяемого от гиперзвукового летательного аппарата элемента, обладающего аэродинамическим качеством, содержащее стабилизирующее устройство, соединенное посредством гибкой связи с отделяемым элементом, отличающееся тем, что стабилизирующее устройство выполнено из теплостойкого материала в виде статистически устойчивого в аэродинамическом потоке жесткого баллистического тела, при этом гибкая связь из теплостойкого материала шарнирно закреплена в вершине стабилизирующего устройства, а площадь миделя стабилизирующего устройства определяют из соотношения

где K_x,y=(y_o-y_т)•cosα-(x_o-x_т)•sinα,
S_м площадь миделя стабилизирующего устройства;
C_х а 1 коэффициент лобового сопротивления стабилизирующего устройства, отнесенный к S_м;
α - угол атаки отделяемого элемента, соответствующий нулевой подъемной силе и минимуму сопротивления при гиперзвуковых скоростях полета;
S, L характерная площадь и длина отделяемого элемента;
m_z коэффициент момента тангажа отделяемого элемента при угле атаки α отнесенной к S и L;
С_х а коэффициент лобового сопротивления отделяемого элемента, отнесенный к S;
m - отношение массы стабилизирующего устройства к массе отделяемого элемента;
x₀, y₀ координаты точки крепления гибкой связи с отделяемым элементом, отнесенные к L;
x_т, y_т координаты центра масс отделяемого элемента, отнесенные к L.