ОДНОСТУПЕНЧАТАЯ ОСЕСИММЕТРИЧНАЯ МНОГОРАЗОВАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ И СПОСОБ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ В ПРОЦЕССЕ ДВИЖЕНИЯ ОДНОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ Российский патент 2004 года по МПК B64G1/14 B64G1/24 

Изобретение относится к области ракетно-космических систем и, в частности, к многоразовым средствам выведения космических аппаратов в околоземное пространство.

Современная космонавтика использует, и по всей видимости будет использовать в ближайшем будущем, одноразовые системы выведения космических объектов различного класса (за исключением системы "Спейс Шаттл").

Недостатком одноразовых ракетоносителей (РН) является то, что возможности снижения стоимости пусков существующих и разрабатываемых РН почти исчерпаны, а засорение фрагментами таких РН поверхности Земли и космического пространства становится более недопустимым.

Как показывает пример создания систем "Спейс Шаттл" и "Буран", разработку частично спасаемой системы также нельзя считать радикальным решением. Тем не менее, "Спейс Шаттл" и "Буран", являясь многоразовыми системами первого поколения, создали базу технологий и знаний, позволяющую перейти к полностью многоразовым системам и создать образцы многоразовых транспортных систем новых поколений с меньшим техническим риском.

Несмотря на высокую стоимость разработки, многоразовые РН в итоге имеют меньшую стоимость выведения полезного груза, чем одноразовые. А применение одноступенчатых многоразовых РН к тому же не требует отчуждения земель для падения или посадки нижних ступеней. Кроме того, одноступенчатость упрощает обслуживание, а операции сборки сводятся к установке полезной нагрузки на РН. Также увеличивается надежность системы в целом.

Именно поэтому в ГРЦ с 1997г. начаты исследования вопросов создания одноступенчатой многоразовой РН со свободным стартом и посадкой, как альтернативы крылатым многоразовым системам.

Система получила название "КОРОНА": "Космическая орбитальная ракета - одноступенчатый носитель аппаратов".

РН "КОРОНА" предназначен для выведения космических аппаратов (КА) на низкие околоземные орбиты с наклонением, максимально близким к наклонению рабочей орбиты запускаемого КА. Диапазон опорных орбит, формируемых РН, от 200 до 500 км, т.е. ниже радиационных поясов, в зоне, соответствующей зоне действий пилотируемых орбитальных КА.

Из всех многоразовых транспортных космических систем (МТКС) наиболее близким аналогом заявляемого изобретения является одноступенчатая осесимметричная многоразовая ракета-носитель, содержащая корпус в виде тела вращения со сферически притупленным носком, расположенный в нем полезный груз, причем центр масс РН расположен на его продольной оси, а подъемная сила РН создается с помощью системы жидкостных реактивных двигателей (ЖРД). (см.А.В.Вавилин, к.т.н. В.И.Киселев, к.т.н. Ю.Ю.Усолкин. Новое в развитии ракетно-космических систем: одноступенчатая многоразовая РН КОРОНА. Центр научно-технической информации "ПОИСК", РН технико-научно-технический сборник, серия ХIV, выпуск 1 (43) часть 2. Расчет, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом, 1999, с. 186-190).

Известно, что при создании одноступенчатой многоразовой транспортной космической системы (МТКС) существует определенная иерархия обеспечения конструктивных свойств в процессе разработки. Для одноступенчатых МТКС масса РН более критичная характеристика, чем для многоступенчатых, кроме того необходимо обеспечить большее отношение массы полезного груза к стартовой массе, а следовательно, меньшую удельную стоимость его выведения.

В известном РН для управления положением и парирования возмущений при спуске в атмосфере и предпосадочного маневрирования используется двигательная установка стабилизации, в которой в качестве компонентов топлива используют жидкий кислород и водород, при этом необходимый вес топлива для маневрирования РН оказывает существенное влияние на соотношение массы полезного груза к стартовой массе РН, а следовательно на удельную стоимость его выведения и уровень функционально-эксплуатационных возможностей, которые в известном техническом решении не оптимизированы.

Техническим результатом при использовании предложенной одноступенчатой осесимметричной многоразовой ракеты-носителя и способа создания подъемной силы одноступенчатой осесимметричной многоразовой ракеты-носителя является расширение функционально-эксплуатационных возможностей ракеты-носителя путем создания подъемной силы ракеты-носителя при маневрировании в атмосфере без задействования двигательной установки.

Сущность изобретения состоит в том, что в известной одноступенчатой осесимметричной многоразовой ракете-носителе (РН), содержащей корпус в виде тела вращения со сферически притупленным носком, расположенный в нем полезный груз, причем центр масс РН расположен на ее продольной оси, центр масс РН размещен от ее вершины на расстоянии 0,58-0,67 длины корпуса, составляющей 3,2-3,3 диаметра днища, при этом контур поверхности выполнен в виде трехсоставного конического притупленного по сфере тела, у которого геометрические параметры составных частей корпуса (диаметр оснований и высота) взаимосвязаны следующим соотношением:

где R - радиус притупления вершины ракеты-носителя, м;

⊘₁(⊘₂, ⊘₃) - диаметр оснований первой (второй, третьей) составной части ракеты-носителя соответственно, м;

L₁(L₂, L₃) - расстояние от вершины ракеты-носителя до его основания (до основания второй, третьей составной части) соответственно, м;

К - минимальный угол конусности корпуса ракеты-носителя, рад.

Одноступенчатая осесимметричная многоразовая PH может быть выполнена так, что в ней центр масс РН размещен от его вершины на расстоянии 0,59-0,60 длины корпуса.

Одноступенчатая осесимметричная многоразовая РН может быть выполнена так, что в ней центр масс РН размещен от его вершины на расстоянии 0,61-0,62 длины корпуса.

Способ создания подъемной силы в процессе движения одноступенчатой осесимметричной многоразовой ракеты-носителя с корпусом, преимущественно, составной конической формы, включает разворот ракеты-носителя в плоскости тангажа и стабилизацию ее по каналам тангажа, рыскания и крена, причем перед началом управляемого движения центровкой ракеты-носителя (РН) обеспечивают существование знакопеременного запаса статической устойчивости РН при движении его на гиперзвуковых скоростях в рабочем диапазоне углов атаки от 0 до 180°, в котором в процессе увеличения углов атаки от 0 до 180° РН переходит из статически неустойчивого в статически устойчивое положение, при движении в атмосфере вводят РН в статически неустойчивое положение и отключают управление в канале тангажа, осуществляя ввод РН в режим самобалансировочного движения, при достижении в самобалансировочном режиме движения заданных параметров полета РН включают его управляющие органы, с помощью которых выводят РН из самобалансировочного режима движения.

По сравнению с ближайшим аналогом предлагаемая одноступенчатая осесимметричная многоразовая ракета-носитель и способ создания подъемной силы в процессе движения одноступенчатой осесимметричной многоразовой ракеты-носителя обладает более широкими функционально-эксплуатационными возможностями путем создания подъемной силы ракеты-носителя при маневрировании в атмосфере без задействования двигательной установки.

Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения на фиг.1 приведена схема одного из разрабатываемых в ГРЦ "КБ им. акад. В.П.Макеева" одноступенчатой осесимметричной многоразовой ракеты-носителя с корпусом 1 в виде трехсоставного конического притупленного по сфере тела.

На фиг.2, 3 приведен характер изменения запаса статической устойчивости (ΔС_Д) и аэродинамического коэффициента момента тангажа (m_z) РН - аналога и предлагаемого РН в зависимости от параметров движения (числа Маха - М, и угла атаки - α°) и расположения центра масс (Х_т) РН относительно его вершины.

На фиг.4 приведена схема аэродинамических сил и моментов, действующих на РН в предлагаемом изобретении в процессе выхода РН на самобалансировочные углы атаки .

Основные параметры РН аналога и в предлагаемом изобретении приведены в таблице.

На фиг.4 приведена схема введения РН в самобалансировочный режим движения () в процессе возрастания углов РН (<<) при движении на гиперзвуковых скоростях (M=10-20).

Для введения РН в самобалансировочный режим выполняется следующая последовательность действий:

- до начала управляемого движения в атмосфере (на Земле или в полете) обеспечивают знакопеременный характер запаса статической устойчивости (ΔС_дЈ0) РН в рабочем диапазоне углов атаки от 0 до 180° при гиперзвуковых скоростях движения РН путем регулирования либо положения центра масс, либо центра давления РН, либо того и другого одновременно;

- при достижении в процессе движения в атмосфере заданных параметров и углах атаки РН отличных от нуля () выключают двигательную установку РН в канале тангажа;

- при отключении двигательной установки величина угла атаки >0 приводит РН в состояние статической неустойчивости (см. фиг.4а), где центр масс (ЦМ) РН отстоит от ее вершины дальше, чем ее центр давления (ЦМ), при этом на нее действует аэродинамический опрокидывающий момент (М_z), т.к. ΔС_д<0, под действием которого начнет увеличиваться до величины , а ЦД начнет смещаться к ЦМ;

- при совмещении ЦД с ЦМ аэродинамический момент (M_z) исчезнет, а угол атаки будет равен (см. фиг.4б), при этом РН будет статически нейтральной, т.к. ΔС_д=0;

- однако в силу инерционности РН пройдет статически нейтральное и попадет в статически устойчивое положение (см. фиг.4в), где ЦД удален от вершины дальше, чем ЦМ, где на РН действует аэродинамический восстанавливающий момент (М_z), т.к ΔС_д > 0, под действием которого начнет уменьшаться до величины , а ЦД начнет снова смещаться к ЦМ.

Таким образом, вокруг угла атаки под действием знакопеременного аэродинамического момента (M_z) РН будет совершать затухающие по углу атаки колебания.

После окончания колебательного процесса РН займет устойчивое положение на углах атаки (самобалансирующихся углах атаки), обеспечивающих ей подъемную силу (Y), с помощью которой она будет двигаться, совершая маневрирование в атмосфере при отключенном двигателе.

Таким образом, в предлагаемом изобретении самобалансировочный режим означает:

- разворот РН по действием набегающего потока (при отключенных органах управления в канале тангажа) на ненулевые углы атаки и движение РН на этих углах атаки в статически нейтральном устойчивом положении.

Существование самобалансировочного режима обеспечено следующими условиями:

- знакопеременностью запаса статической устойчивости РН (ΔС_дЈ0) в рабочем диапазоне углов атаки (от 0 до 180°) при движении РН на гиперзвуковых скоростях (М=10-20);

- ненулевыми углами атаки РН при движении в атмосфере,

- конкретная величина реализуемого самобалансировочного угла атаки определяется решаемой технической задачей в процессе маневрирования РН, например, движение РН с максимальным аэродинамическим качеством.

Таким образом, предложенная конструкция одноступенчатой осе-симметричной многоразовой ракеты-носителя и способ создания подъемной силы в процессе ее движения позволяет создать подъемную силу без задействования органов управления и снизить потребный запас энергетики на борту РН на ~30% по сравнению с известными аналогами и тем самым расширить функционально-эксплуатационные возможности предложенной ракеты-носителя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании ракет-носителей (РН), в том числе конверсионных, для выведения космических аппаратов на околоземные орбиты. Предлагаемая РН содержит корпус со сферически притупленной вершиной, выполненный в форме составного, из трех частей, конического тела. Углы конусности частей убывают от вершины к днищу. Центр масс РН расположен на ее продольной оси, на расстоянии от вершины, равном 0,58-0,67 длины корпуса. Указанная длина составляет 3,2-3,3 диаметра днища. Подъемную силу в процессе движения РН создают разворотом РН в плоскости тангажа и ее последующей стабилизацией. Перед началом управляемого движения РН имеет центровку, обеспечивающую знакопеременный (от неустойчивого к устойчивому) запас ее статической устойчивости на гиперзвуковых скоростях, при возрастании углов атаки от 0 до 180°. При управляемом движении в атмосфере вводят РН в статически неустойчивое положение и отключают управление по тангажу. РН переводится в режим самобалансировочного движения. При достижении в этом режиме заданных параметров полета вновь включают управляющие органы. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности и расширении функционально-эксплуатационных возможностей РН путем исключения применения управляющих органов для требуемой ориентации РН на гиперзвуковых скоростях. 2 с. и 2 з.п.ф-лы, 4 ил., 1 табл.

1. Одноступенчатая осесимметричная многоразовая ракета-носитель, содержащая корпус в виде тела вращения со сферически притупленной вершиной, расположенный в корпусе полезный груз, причем центр масс ракеты-носителя расположен на ее продольной оси, отличающаяся тем, что в ней центр масс размещен от указанной вершины на расстоянии 0,58÷0,67 длины корпуса, cотавляющей 3,2÷3,3 диаметра днища, при этом корпус выполнен в форме составного, из трех частей, конического притупленного тела с геометрическими параметрами, связанными соотношением

где R - радиус притупления вершины ракеты-носителя, м;

⊘₁, ⊘₂, ⊘₃ - диаметры оснований соответственно первой, второй и третьей составных частей корпуса, м;

L₁, L₂, L₃ - расстояния от вершины ракеты-носителя до основания соответственно первой, второй и третьей составных частей корпуса, м;

К - минимальный угол конусности корпуса ракеты-носителя, рад.