НЕСУЩАЯ ПАНЕЛЬ КОРПУСА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ) Российский патент 2006 года по МПК B64G1/22 B32B3/12 

Изобретение относится к области аэрогазодинамики летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано в ракетостроении при проектировании и создании панелей корпуса космических аппаратов (КА), выполненных по трехслойной несущей схеме.

Известны и широко применяются в авиации при изготовлении элементов ЛА (фюзеляжа, оперения, крыла и т.д.) панели, выполненные по трехслойной несущей схеме, содержащие каркас (раму), несущее верхнее и нижнее основания, между которыми установлен заполнитель в виде сот [1].

Предназначенные для восприятия и передачи распределенных нагрузок, действующих на элементы ЛА, панели, выполненные по трехслойной схеме с сотовым заполнителем, обеспечивают большую жесткость и высокую несущую способность. При нагружении панели жесткий на сдвиг и легкий сотовый заполнитель воспринимает поперечный сдвиг и предохраняет тонкие несущие слои от потери устойчивости при продольном сжатии.

К недостаткам этого технического решения следует отнести увеличенный вес элементов каркаса и несущих оснований панелей из-за значительных перепадов давлений, действующих на элементы панели по траектории полета ЛА при изменении высоты полета ЛА.

Известны применяемые в ракетостроении панели корпуса КА, предназначенного для размещения систем функционирования и энергопитания КА. Панели также выполнены по трехслойной несущей схеме и содержат раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлен заполнитель в виде сот [2]. Для уменьшения веса конструкции панелей корпуса, раму и несущие основания выполняют из облегченных материалов.

Несущие панели корпуса КА, применяемые в ракетостроении, так же как и панели, применяемые в авиации, обеспечивают большую жесткость и высокую несущую способность трехслойной конструкции панели корпуса с сотовым заполнителем.

К недостаткам этого технического решения следует отнести пониженную конструктивную прочность несущих панелей корпуса и возможность потери ее общей и местной устойчивости при отклонении в технологии изготовления и эксплуатации панели, обусловленные более существенными аэрогазодинамическими нагрузками, действующими на элементы панелей корпуса КА, по сравнению с авиационными конструкциями. При этом наружное давление, действующее на панель корпуса КА по траектории полета ракеты-носителя (РН), изменяется в более широких пределах: от атмосферного (на уровне Земли при старте РН) до практически нулевого при выводе в межпланетное пространство, а давление внутри герметичной панели по траектории полета РН остается атмосферным.

Техническое решение [2] принято авторами за прототип панели корпуса КА.

Задачей изобретения является повышение конструктивной прочности несущих панелей корпуса КА без увеличения их массы при выводе КА ракетой-носителем в межпланетное пространство.

Задача решается таким образом (вариант 1), что несущая панель корпуса КА, содержащая раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлен заполнитель в виде сот, согласно изобретению в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и в раме, по крайней мере в одном элементе рамы, выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой и с наружной средой, при этом суммарную эффективную площадь дренажных отверстий в сотах и раме определяют из соотношений:

где

S₁ [см²] - суммарная площадь дренажных отверстий в торцевой поверхности сот;

S₂ [см²] - суммарная площадь дренажных отверстий в раме;

V [м³] - суммарный объем газовой среды в сотах;

μ₁, μ₂, - коэффициент расхода дренажных отверстий в сотах и раме, соответственно;

ΔР [кгс/см²] - максимальный по траектории полета РН перепад давлений газовой среды, действующий на основания панели;

a, b - зависящие от параметров траектории РН коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в раме от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панелей.

Задача решается также таким образом, что несущая панель корпуса КА, содержащая раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлен заполнитель в виде сот, согласно изобретению в боковых поверхностях каждой соты заполнителя выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой, а в несущих основаниях панелей, по крайней мере в одном, равномерно по площади поверхности оснований выполнены дренажные отверстия, сообщающие также внутренние объемы сот с наружной средой, при этом суммарную эффективную площадь дренажных отверстий в сотах и несущих основаниях определяют из соотношений:

где

S₁ [см²] - суммарная площадь дренажных отверстий в торцевой поверхности сот;

S₃ [см²] - суммарная площадь дренажных отверстий в основаниях;

V [м³] - суммарный объем газовой среды в сотах заполнителя;

μ₁, μ₃ - коэффициент расхода дренажных отверстий в сотах и основаниях панели, соответственно;

ΔР [кгс/см²] - максимальный по траектории полета ракеты-носителя перепад давлений газовой среды, действующий на основания панели;

a, b - зависящие от параметров траектории РН коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в основаниях панелей от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панели.

Задача решается также таким образом, что несущая панель корпуса КА, содержащая раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлен заполнитель в виде сот, согласно изобретению в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и, по крайней мере в одном элементе рамы, выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой и с наружной средой, а в несущих основаниях панелей, по крайней мере в одном, равномерно по площади поверхности оснований выполнены дренажные отверстия, сообщающие также внутренние объемы сот с наружной средой, при этом суммарную эффективную площадь дренажных отверстий в сотах, раме и несущих основаниях определяют из соотношений:

где

S₁ [см²] - суммарная площадь дренажных отверстий в торцевой поверхности сот;

S₂, S₃ [см²] - суммарная площадь дренажных отверстий в раме и основаниях, соответственно;

V [м³] - суммарный объем газовой среды в сотах;

μ₁, μ_2, μ₃ - коэффициент расхода дренажных отверстий в сотах, раме и основаниях панели, соответственно;

ΔР [кгс/см²] - максимальный по траектории полета ракеты-носителя перепад давлений газовой среды, действующий на основания панели;

a, b - зависящие от параметров траектории РН коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в раме и основаниях панели от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панели.

Техническими результатами изобретения являются:

- уменьшение перепадов давлений, действующих на основания панели корпуса при минимально допустимых перепадах давлений, действующих на стенки сот заполнителя;

- определение эффективной площади дренажных отверстий в сотах, раме и несущих основаниях панели;

- определение влияния параметров траектории РН (числа М, высоты полета Н) на эффективную площадь дренажных отверстий.

Сущность изобретения иллюстрируется схемами панели корпуса КА и графиком изменения избыточных давлений, действующих на ее элементы.

На фиг.1, 2 и 3 приведены схемы панели корпуса КА, выполненной соответственно в вариантах 1, 2 и 3, и выделены ее фрагменты, где:

1 - рама;

2 - верхнее основание;

3 - нижнее основание;

4 - заполнитель;

5 - дренажные отверстия.

Здесь же стрелками показано направление перетекания газовой среды в сотах заполнителя панели и ее истечение в наружную среду.

На фиг.4 приведена зависимость максимального по траектории полета РН перепада давлений ΔР (ΔР=Рвн-Рнар) газовой среды, действующего на основания панелей, от относительной эффективной площади проходных сечений дренажных отверстий μ·S/V, где:

Рвн - давление газовой среды внутри панели (в сотах заполнителя);

Рнар - давление газовой среды снаружи панели.

Несущая панель корпуса КА (фиг.1, 2, 3) содержит раму 1, несущие верхнее основание 2 и нижнее основание 3. Между ними герметично установлен заполнитель 4 в виде сот.

В боковых поверхностях каждой соты заполнителя 4, в отличие от прототипа, в каждом варианте выполнены дренажные отверстия 5, сообщающие внутренние объемы сот между собой и с наружной средой (см. вид А и разрез по ВВ).

В варианте 1 (фиг.1) внутренние объемы сот сообщают с наружной средой посредством дренажных отверстий 5, выполненных в раме 1, по крайней мере, в одном ее элементе.

В варианте 2 (фиг.2) внутренние объемы сот сообщают с наружной средой посредством дренажных отверстий 5, выполненных в несущих верхнем основании 2 и нижнем основании 3, по крайней мере одном из них, равномерно расположенных по площади их оснований.

В варианте 3 (фиг.3) внутренние объемы сот сообщают с наружной средой посредством дренажных отверстий 5, выполненных, по крайней мере, в одном элементе рамы 1, а также в несущих верхнем основании 2 и нижнем основании 3, по крайней мере, одном из них, равномерно расположенных по площади их оснований.

Благодаря равномерному расположению дренажных отверстий по площади оснований панели обеспечивается равномерное или близкое к равномерному распределение давления в сотах заполнителя и, следовательно, перепадов давлений, действующих на основания панели. Тем самым исключают концентрации напряжений в местах стыка элементов панели от неравномерных перепадов давлений, что приводит к упрощению технологии изготовления панелей и повышению надежности ее эксплуатации при наличии скрытых дефектов при ее изготовлении, например при непроклейке отдельных элементов сот заполнителя с несущими основаниями.

Выбор варианта дренирования панелей определяется допустимыми эксплуатационными нагрузками, действующими на основания панелей по траектории полета РН с учетом конструктивных и технологических особенностей изготовления панелей и возможностью их компоновки в составе КА.

Суммарную эффективную площадь дренажных отверстий в раме 1, сотах заполнителя 4, верхнем основании 2 и нижнем основании 3 для заданной траектории полета РН определяют по соотношениям (1), (2) и (3) для вариантов 1, 2 и 3 соответственно, с учетом входящих в эти соотношения коэффициентов а, b, зависящих от параметров траектории РН.

Формулы (1), (2) и (3) содержат математическое описание зависимости относительной суммарной эффективной площади дренажных отверстий μ·S/V от максимального по траектории полета РН перепада давлений ΔР и получены по результатам анализа течения газовой среды в системе газодинамически взаимосвязанных емкостей, образованных дренированными сотами заполнителя 4, верхним основанием 2 и нижним основанием 3, с последующим ее истечением в наружную среду.

В ракетостроении раму 1 выполняют из углепластика, несущие основания 2 и 3 - из титана. Заполнитель 4 в виде сот выполняют из алюминиевого сплава и герметично крепят к верхнему основанию 2 и нижнему 3 основаниям панели с помощью, например, авиационного клея ВКВ-9.

Несущая панель корпуса КА работает следующим образом.

Поскольку в боковых поверхностях каждой соты заполнителя 4 и элементах панели (фиг.1, 2 и 3), в отличие от прототипа, выполнены дренажные отверстия 5, при полете КА в составе головного блока РН, а также в автономном полете КА, после сброса обтекателей головного блока, происходит перетекание газовой среды между сотами заполнителя 4 и истечение ее через дренажные отверстия 5 в наружную среду (см. разрез по ВВ). Перетекание газовой среды происходит с несущественным запаздыванием выравнивания давления в сотах заполнителя 4.

При этом истечение газовой среды из сот заполнителя 4 в наружную среду происходит с дозвуковой скоростью с незапиранием ее в сотах заполнителя 4, так как суммарные эффективные площади μ₂·S₂ дренажных отверстий 5 в раме 1 и μ₃·S₃ - в верхнем основании 2 и нижнем основании 3 выполнены больше или равными суммарной эффективной площади μ₁·S₁ в сотах заполнителя 4 (μ₂·S₂≥μ₁·S₁, μ₃·S₃≥μ₁·S₁).

При полете КА в составе головного блока РН реализуют максимальный перепад давлений ΔР (фиг.4), действующий на основания панелей 2 и 3, в соответствии с формулами (1), (2) и (3). При этом газовая среда из сот заполнителя 4 перетекает в замкнутый объем под головным обтекателем, максимально допустимый перепад давлений в котором, по сравнению с наружным по траектории полета РН, определяют по известному техническому решению с использованием системы дренирования отсека [3].

В автономном полете КА внутри панели корпуса устанавливается внутреннее давление Рвн, близкое к атмосферному (статическому окружающей атмосферы). Перепады ΔР давлений при этом между сотами заполнителя 4, а также внутренним давлением Рвн в сотах заполнителя 4 и наружной средой Рнар, действующие на верхнее и нижнее основания 2 и 3 панели, близки к нулю.

Таким образом уменьшают перепады давлений, действующие на элементы панелей по траектории полета РН. Тем самым повышают конструктивную прочность несущей панели с сотовым заполнителем корпуса КА без увеличения массы КА, что приводит к выполнению поставленной задачи.

Кроме того, вследствие уменьшения перепадов давлений, действующих на элементы панелей, упрощается технология изготовления и монтажа панели корпуса КА и повышается надежность ее эксплуатации.

Расчеты, проведенные для панели корпуса, разработанной для КА "Ямал" [2], выводимого РН "Протон", показали, что перепады давлений ΔР, действующие на основания панели, по сравнению с прототипом, уменьшаются на порядок и практически приближаются к нулю.

В настоящее время техническое решение прошло экспериментальную проверку и внедряется на разрабатываемых предприятием КА.

Техническое решение может быть использовано для различных типов КА: околоземных, межпланетных, автоматических, пилотируемых и других КА.

Литература

1. Авиация. Энциклопедия. М.: ЦАГИ, 1994, стр.529.

2. На рубеже двух веков (1996-2001 гг). Под ред. акад. Ю.П.Семенова. М.: РКК "Энергия" имени С.П.Королева, 2001, стр.834.

3. Патент RU 2145563 C1.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к элементам конструкции корпусов космических аппаратов. Несущая панель корпуса космического аппарата содержит раму и несущие верхнее и нижнее основания. Между упомянутыми основаниями и рамой герметично установлен заполнитель в виде сот. Для сообщения внутренних объемов сот между собой каждый из вариантов изобретения предусматривает выполнение дренажных отверстий в боковых поверхностях каждой соты заполнителя. Для сообщения внутренних объемов сот с наружной средой первый вариант изобретения предусматривает выполнение дренажных отверстий в по крайней мере одном элементе рамы, второй вариант изобретения предусматривает выполнение дренажных отверстий в по крайней мере одном из несущих оснований панели равномерно по площади его поверхности, а третий вариант изобретения предусматривает выполнение дренажных отверстий в по крайней мере одном элементе рамы и в по крайней мере одном из несущих оснований панели равномерно по площади его поверхности. При этом суммарные площади дренажных отверстий в упомянутых элементах конструкции несущей панели определяются с учетом суммарного объема газовой среды в сотах, коэффициентов расхода дренажных отверстий и максимального по траектории полета ракеты-носителя перепада давлений газовой среды, действующего на основания панели. Изобретение позволяет повысить конструктивную прочность несущих панелей корпуса космического аппарата без увеличения их массы, упростить технологию изготовления и монтажа панелей и повысить надежность их эксплуатации. 3 н.п. ф-лы, 4 ил.

1. Несущая панель корпуса космического аппарата, содержащая раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлен заполнитель в виде сот, отличающаяся тем, что в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и в по крайней мере одном элементе рамы выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой и с наружной средой, при этом суммарная эффективная площадь дренажных отверстий в сотах и раме определяется из соотношений

μ₁·S₁/V=a·ΔP^-b,

μ₂·S₂/V≥μ₁·S₁/V,

где S₁ - суммарная площадь дренажных отверстий в боковых поверхностях сот, см²;

S₂ - суммарная площадь дренажных отверстий в раме, см²;

V - суммарный объем газовой среды в сотах, м³;

μ₁, μ₂ - коэффициенты расхода дренажных отверстий в боковых поверхностях сот и раме соответственно;

ΔР - максимальный по траектории полета ракеты-носителя перепад давлений газовой среды, действующий на основания панели, кгс/см²;

a, b - зависящие от параметров траектории ракеты-носителя коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в раме от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панели.

μ₁·S₁/V=а·ΔР^-b,

μ₃·S₃/V≥μ₁·S₁/V,

где S₁ - суммарная площадь дренажных отверстий в боковых поверхностях сот, см²;

S₃ - суммарная площадь дренажных отверстий в основаниях панели, см²;

V - суммарный объем газовой среды в сотах, м³;

μ₁, μ₃ - коэффициенты расхода дренажных отверстий в боковых поверхностях сот и основаниях панели соответственно;

ΔР - максимальный по траектории полета ракеты-носителя перепад давлений газовой среды, действующий на основания панели, кгс/см²;

a, b - зависящие от параметров траектории ракеты-носителя коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в основаниях панели от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панели.

μ₁·S₁/V=а·ΔР^-b,

μ₂·S₂/V≥μ₁·S₁/V,

μ₃·S₃/V≥μ₁·S₁/V,

где S₁ - суммарная площадь дренажных отверстий в боковых поверхностях сот, см²;

S₂, S₃ - суммарные площади дренажных отверстий в раме и основаниях панели соответственно, см²;

V - суммарный объем газовой среды в сотах, м³;

μ₁, μ₂, μ₃ - коэффициенты расхода дренажных отверстий в боковых поверхностях сот, раме и основаниях панели соответственно;

ΔР - максимальный по траектории полета ракеты-носителя перепад давлений газовой среды, действующий на основания панели, кгс/см²;

a, b - зависящие от параметров траектории ракеты-носителя коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в раме и основаниях панели от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панели.