ГОЛОВНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ОБТЕКАТЕЛЬ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ВЫСТУПАЮЩИМИ ЗА МИДЕЛЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ЧАСТЯМИ Российский патент 2005 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается головных аэродинамических обтекателей ракет-носителей.

Известны головные аэродинамические обтекатели ракеты-носителя, предназначенные для защиты космических аппаратов от термосилового воздействия набегающего аэродинамического потока на атмосферном участке выведения (см., например, книгу “Ракеты-носители” под общей редакцией проф. Осипова С.О. М.: Воениздат МО, 1981 г., стр.15). Обтекатели выполняются из двух створок, соединенных по продольному стыку замками.

Одной из наиболее важных характеристик обтекателей является величина зоны полезного груза, в которой должен помещаться выводимый космический аппарат. В случае, если зона полезного груза мала, то приходится использовать обтекатель с увеличенными размерами, например, с увеличенным диаметром (см. журнал “Новости космонавтики”, том 12, №11 (238), 1-30 сентября 2002 г., стр. 39, 53). Недостатком обтекателей с увеличенным диаметром является резкое изменение аэродинамических характеристик ракеты-носителя.

В ряде случаев требуется локальное изменение зоны полезного груза обтекателя для выступающих за мидель ракеты-носителя элементов космического аппарата. Примером космического аппарата с выступающими за мидель ракеты-носителя элементами, расположенными в верней части обтекателя, является космический аппарат с крупногабаритной параболической антенной (см. журнал “Новости космонавтики”, том 11, №10 (225), 1-31 августа 2001 г., стр. 54, 55). Размеры параболической антенны такого космического аппарата для конкретной ракеты-носителя могут превышать размеры миделя обтекателя и выступающие части антенны необходимо закрывать гаргротами.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является головной аэродинамический обтекатель головного блока “Союз-2” (см. журнал “Новости космонавтики”, том 11, №10 (225), 1-31 августа 2001 г., стр. 67). Отличительным признаком данного обтекателя является наличие на его цилиндрической части гаргротов.

Гаргроты на поверхности обтекателя выполняются для локального увеличения зоны полезного груза. В случае, если используется параллельная схема стыковки створок обтекателя с ракетой носителем, то гаргроты выполняются только из условия размещения под ними выступающих элементов космического аппарата. В этом случае головной бок ракеты-носителя устанавливается на техническом комплексе вертикально, затем к нему стыкуется космический аппарат и потом подводятся створки обтекателя, которые “охватывают” космический аппарат. В этом положении створки обтекателя соединяются замками.

Одна из широко используемых схем стыковки обтекателя с ракетой-носителем предусматривает крепление космического аппарата на ракете-носителе, расположенной горизонтально, а затем осуществляется “накатка” обтекателя на ракету-носитель, состоящего из предварительно состыкованных между собой замками створок (см., например, журнал “Новости космонавтики”, том 11, №2 (217), 1-31 декабря 2000 г., стр. 27). В случае, если выступающие за мидель ракеты-носителя элементы космического аппарата находятся в верхней его части (соответственно в верхней части обтекателя), то для данной схемы стыковки обтекателя с ракетой-носителем гаргроты необходимо выполнять, начиная с торцевого шпангоута обтекателя. При этом гаргроты не являются локальными, а будут переразмерены по длине. Длина гаргротов в этом случае определяется не размерами выступающих частей космического аппарата, а условием стыковки обтекателя с ракетой-носителем. Переразмеренные по длине гаргроты ухудшают аэродинамические характеристики ракеты-носителя в целом.

Негативное влияние на эксплуатационные и технические характеристики ракеты-носителя при использовании обтекателей с переразмеренными по длине гаргротами рассмотрим на примере двухступенчатой ракеты-носителя легкого класса, снабженной аэродинамическими стабилизаторами на первой ступени, газовыми рулями для управления вектором тяги двигателей первой ступени и управляющими соплами для управления вектором тяги двигателей второй ступени.

Увеличение габаритов головного обтекателя вызывает изменение аэродинамических характеристик ракеты-носителя и, как следствие, вызывает ухудшение устойчивости и управляемости как ступеней, так и ракеты-носителя в целом.

Чтобы скомпенсировать негативное изменение аэродинамических характеристик, необходимы доработки ракеты-носителя. Например, на первой ступени необходимо использовать аэродинамические стабилизаторы увеличенной площади. Кроме того, ракеты-носители эксплуатируются с ветровыми ограничениями в диапазоне высот от 0 до 25 км, то есть решение о возможности пуска ракеты-носителя в запланированное время принимается по результатам анализа измеренных перед стартом скоростей ветра. При использовании обтекателей с переразмеренными по длине гаргротами ветровые ограничения будут более жесткие, что ухудшает эксплуатационные характеристики ракеты-носителя.

Проблемы с управляемостью в значительной степени обусловлены тем, что рулевые машины имеют ограничения на углы отклонения рулей управления вектором тяги. Поэтому для снижения ветровых ограничений при эксплуатации ракеты-носителя с обтекателями с переразмеренными по длине гаргротами наряду с увеличением площади аэродинамических стабилизаторов также необходимо изменять и параметры кинематических трактов “рулевая машина - руль управления вектором тяги”.

Проведенные расчеты показывают, что для второй ступени двухступенчатой ракеты-носителя при полете по траекториям со скоростным напором в момент разделения ступеней ~105 кг/м² вероятность потери управляемости для ракеты-носителя с обтекателем с переразмеренными по длине гаргротами выше, чем для ракеты-носителя со штатным обтекателем. Отмеченное ухудшение управляемости второй ступени на начальном участке полета может быть скомпенсировано за счет использования траекторий выведения с уменьшенным на 30-40% скоростным напором в момент разделения ступеней. Для существующих траекторий выведения на орбиты имеется возможность снижения скоростного напора в момент разделения ступеней за счет выбора отличающихся от оптимальных более крутых траекторий. Вместе с тем, отход от оптимальных траекторий выведения приводит к снижению энергетических возможностей РН.

Другим способом улучшения характеристик устойчивости и управляемости второй ступени на начальном участке полета может стать увеличение минимально возможной тяги поворотных управляющих сопел за счет увеличения ее номинального значения либо за счет снижения разброса тяги. Но это требует соответствующей доработки двигательной установки, что для серийной ракеты-носителя неприемлемо.

Использование обтекателей с увеличенными гаргротами приводит также к тому, что энергетические характеристики ракеты-носителя будут ниже, чем для ракеты-носителя со штатным обтекателем. Это вызвано как ухудшением аэродинамических характеристик обтекателя и ракеты-носителя в целом, так и увеличением массы самого обтекателя.

Кроме того, увеличение массы створок обтекателя из-за увеличенных гаргротов приводит к тому, что необходимо разрабатывать новую систему сброса створок обтекателя и проводить полный цикл наземной экспериментальной отработки.

Таким образом, использование обтекателя с переразмеренными гаргротами приводит к ухудшению эксплуатационных и технических характеристик ракеты-носителя и требует доработок ряда ее систем, что является существенным недостатком обтекателя по прототипу.

Целью заявляемого устройства является улучшение эксплуатационных и технических характеристик ракеты-носителя путем обеспечения ее устойчивости и управляемости при использовании обтекателя с гаргротами за счет:

- минимального изменения аэродинамических характеристик ракеты-носителя;

- снижения массы обтекателя.

Поставленная цель достигается тем, что каждая створка обтекателя выполнена из двух секций с поперечным стыковочным разъемом, плоскость которого совпадает с задним срезом гаргрота, закрытым в смонтированном состоянии крышкой, выполненной в виде конической поверхности, сопрягаемой с секцией створки, состыкованной с корпусом ракеты-носителя, и жестко соединенной с ней по месту сопряжения.

Заявляемое решение поясняется чертежами, где изображено:

- на фиг.1 - общий вид обтекателя с расположенным в нем космическим аппаратом, смонтированным на раме ракеты-носителя;

- на фиг.2 - вид сверху на обтекатель;

- на фиг.3 - общий вид обтекателя без космического аппарата;

- на фиг.4 - вид на боковую поверхность обтекателя со стороны гаргрота;

- на фиг.5 - объемный вид обтекателя.

Обтекатель состоит из двух створок, соединенных по продольному стыку механическими замками (на чертеже не показано). Каждая из створок обтекателя содержит верхнюю секцию 1 (3) и нижнюю секцию 2 (4). На верхних секциях 1, 3 створок обтекателя смонтированы гаргроты 5, 6 под выступающие за цилиндрическую и коническую части обтекателя элементы космического аппарата. Размеры гаргротов 5, 6 выбираются только из условия размещения под ними выступающих элементов космического аппарата.

Верхние и нижние секции створок обтекателя по поперечному стыку 7 соединены между собой болтовым соединением. Гаргроты 5, 6 закрыты в смонтированном состоянии крышками 8, 9, каждая из которых выполнена в виде конической поверхности, сопрягаемой соответственно с секциями 3, 4 и жестко соединенной с ними по месту сопряжения. Минимальные размеры гаргротов 5, 6 и форма крышек 8, 9 в виде конической поверхности обеспечивают минимальное изменение аэродинамических характеристик ракеты-носителя.

Космический аппарат 10 устанавливается на приборную раму 11 ракеты-носителя таким образом, что его выступающие за цилиндрическую часть обтекателя элементы 13, 14 располагаются соответственно под гаргротами 5, 6. Створки обтекателя состыкованы между собой по продольному стыку 12 разъемными замками.

Сборка головного блока ракеты-носителя в составе головной обтекатель, космический аппарат осуществляется следующим образом. Сначала на ракету-носитель стыкуется нижняя часть обтекателя, состоящая из секций 2, 4, состыкованных между собой по продольному стыку 12 механическими замками. На каждой из секций 2, 4 смонтированы крышки 8, 9.

Затем осуществляется стыковка космического аппарата 10 с рамой 11 ракеты-носителя. Доступ к местам стыковки космического аппарата с ракетой-носителем осуществляется как через люки, расположенные в нижних секциях 2, 4 (на чертеже не показаны), так и с торца установленной нижней части обтекателя в виде секций 2, 4.

После стыковки космического аппарата с ракетой-носителем производится накатка верхней части обтекателя в виде состыкованных по продольному стыку 12 секций 1, 3. При этом торцы гаргротов 5, 6 открыты и обеспечивают стыковку верхней части обтекателя с нижней частью. В ходе накатки верхней части обтекателя выступающие элементы 13, 14 располагаются под гаргротами 5, 6.

Окончательной операцией стыковки обтекателя с ракетой-носителем является механическое соединение частей обтекателя по поперечному стыку 7, при этом крышки 8, 9 закрывают торцы гаргротов 5, 6, обеспечивая герметичность обтекателя. Кроме того, через люки обтекателя в нижней его части осуществляется соединение тяг механических замков системы раскрытия продольного стыка обтекателя верхней и нижней его частей.

Заявляемое решение за счет минимального изменения массовых и аэродинамических характеристик обтекателя и ракеты-носителя в целом обеспечивает устойчивость и управляемость ракеты-носителя, минимизирует объем доработок ракеты-носителя и практически сохраняет условия ее эксплуатации. Проведенные аэродинамические продувки модели заявляемого обтекателя для конкретной полезной нагрузки показали, что увеличение аэродинамических коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы по отношению к обтекателю без гаргротов в диапазоне чисел Маха 0.82-4.0 составили 0.175-0.335 и 0.0088-0.012 соответственно. В случае использования обтекателя по прототипу с переразмеренными гаргротами расчетное увеличение аэродинамических коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы по отношению к обтекателю без гаргротов в диапазоне чисел Маха 0.82-4.0 составит 0.25-0.475 и 0.0117-0.016 соответственно.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается головных аэродинамических обтекателей ракет-носителей. Сущность изобретения заключается в том, что каждая створка головного аэродинамического обтекателя выполнена из двух секций с поперечным стыковочным разъемом. Плоскость разъема совпадает с задним срезом гаргрота, закрытым в смонтированном состоянии крышкой. Крышка выполнена в виде конической поверхности, сопрягаемой с секцией створки, состыкованной с корпусом ракеты-носителя и жестко соединенной с ней по месту сопряжения. Технический результат изобретения состоит в повышении эксплуатационных и технических характеристик ракеты-носителя. 5 ил.

Головной аэродинамический обтекатель для космических аппаратов с выступающими за мидель ракеты-носителя частями, содержащий две створки с гаргротами, состыкованные по продольному стыку механическими замками, отличающийся тем, что каждая створка обтекателя выполнена из двух секций с поперечным стыковочным разъемом, плоскость которого совпадает с задним срезом гаргрота, закрытым в смонтированном состоянии крышкой, выполненной в виде конической поверхности, сопрягаемой с секцией створки, состыкованной с корпусом ракеты-носителя и жестко соединенной с ней по месту сопряжения.