МНОГОРАЗОВЫЙ УСКОРИТЕЛЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ Российский патент 2008 года по МПК B64G1/14 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к ракетным блокам многоразового использования, и направлено на совершенствование аэродинамической схемы многоразового ускорителя ракеты-носителя. Изобретение может найти применение при создании всеазимутальных ракетных комплексов для выведения космических объектов на опорные орбиты в широком диапазоне наклонений без отчуждения земель под поля падения отработавших ускорителей.

В настоящее время известны различные проекты многоразовых ускорителей, оснащенных несущими аэродинамическими поверхностями и посадочными устройствами для осуществления полета в атмосфере и посадки на аэродром после окончания работы маршевых двигателей и отделения ускорителя от ракеты-носителя и входа в атмосферу. Это позволяет решить проблему экологической безопасности пуска ракет-носителей и уменьшить стоимость доставки полезного груза на орбиту.

Известен, в частности, многоразовый ускоритель ракеты-носителя, содержащий корпус с головным обтекателем и ракетный блок с топливными баками и ракетным двигателем. Корпус ракеты-носителя имеет классические аэродинамические обводы, характерные для сверхзвукового летательного аппарата (см. патент Великобритании №1114414, B7W2, 22.05.1968). Использование данного технического решения требует кардинальной переделки всей ракеты-носителя.

Известен также многоразовый ускоритель ракеты-носителя, содержащий ракетный блок и планер, выполненные в виде отдельных моноблоков, объединенных узлами силовой связи. Ракетный блок снабжен маршевыми двигателями и двигателями реактивной системы управления. Носовая часть ракетного блока закрыта обтекателем. Планер имеет фюзеляж, две складывающиеся консоли крыла, складывающееся хвостовое оперение, выдвижной аэродинамический щиток и посадочное устройство. Консоли крыла снабжены осями поворота, размещенными в поперечной плоскости, проходящей в районе центра масс конструкции ускорителя. В сложенном положении консоли крыла уложены вперед вдоль фюзеляжа и размещены кромками в его пазах, образуя треугольное крыло малого удлинения с возможностью образования крыла большого удлинения в раскрытом положении. Хвостовое оперение в раскрытом положении имеет V-образную форму и снабжено двумя воздушно-реактивными двигателями для возвратного полета ускорителя до аэродрома вблизи места старта ракеты-носителя (см. патент Российской Федерации №2053936, B64G 1/00, 1/14, 10.02.1996). Наиболее существенным недостатком данного технического решения является изменение характера обтекания крыла при переходе от режима сверхзвукового полета с большим углом стреловидности к дозвуковому полету с крылом большого удлинения. Как следует из схемы поворота крыла, при смене режима полета направление движения потока при обтекании крыла меняется на противоположное и обеспечить хорошее аэродинамическое качество на обоих режимах полета не представляется возможным и необходимо наличие воздушно-реактивных двигателей для обеспечения возврата ускорителя в зону старта. Установка воздушно-реактивных двигателей на консолях хвостового оперения усложняет конструкцию хвостового оперения и требует тепловой защиты самих двигателей, что приводит к увеличению массы ускорителя.

Известен также многоразовый ускоритель ракеты-носителя, содержащий корпус, включающий баки для окислителя и горючего, носовой отсек с удлиненным обтекателем, ракетную двигательную установку, прямое цельно-поворотное крыло, установленное на плоской нижней поверхности корпуса с устройством для его поворота и фиксации в положении вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета, вертикальное и горизонтальное оперения, каждое из которых состоит из двух выдвижных пластин, расположенных соответственно на консолях крыла и в носовом отсеке, посадочное устройство и органы аэродинамического управления (см. патент США №4834324, 244/160, B64G 1/14, 30.05.1989). Цельноповоротное крыло обеспечивает оптимизацию облика ракеты-носителя на участке выведения и возможность размещения многоразового ускорителя в существующих сооружениях при межполетном обслуживании. Однако известный ускоритель имеет ряд недостатков:

- переднее расположение горизонтального оперения не обеспечивает приемлемую балансировку возвращаемого многоразового ускорителя для его полета в диапазоне углов атаки 40...50° после отделения от ракеты-носителя и 3...10° на возвратном полете и посадке;

- расположение вертикального оперения на консолях крыла не обеспечивает достаточной степени устойчивости ускорителя вследствие его малых плеч на возвратном полете во всем диапазоне скоростей и углов атаки, что приводит к необходимости увеличения его площадей, при этом усложняется конструкция крыла и появляются дополнительные привода для раскрытия вертикального оперения;

- конструкция узла поворота крыла на 90° и смещения вдоль корпуса при возвратном полете ускорителя является весьма сложной и увеличивает массу ускорителя.

Известен также многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя, содержащий корпус, состоящий из носового отсека, ракетного блока с топливными баками и ракетным двигателем и хвостового отсека, цельно-поворотное крыло с устройствами для его поворота и фиксации в положении вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета, горизонтальное и вертикальное оперения и органы аэродинамического управления. Ускоритель снабжен воздушно-реактивной двигательной установкой. Крыло установлено на верхней поверхности корпуса ускорителя в зоне межбакового отсека, горизонтальное и вертикальное оперения установлены на хвостовом отсеке и выполнены соответственно в виде стабилизатора, состоящего из двух цельно-поворотных консолей с малым отрицательным углом V-образности, и киля с рулем направления (см. патент Российской Федерации №2148536, B64G 1/14, 10.05.2000). Многоразовый ускоритель выполнен в виде летательного аппарата самолетного типа, способного обеспечивать стабильный и управляемый возвратный полет в широком диапазоне высот и скоростей. Наличие на многоразовом ускорителе двух несущих поверхностей (крыло и горизонтальное оперение), разнесенных вдоль корпуса, обеспечивает необходимую устойчивость и управляемость при всех скоростях полета и минимизацию вредного сопротивления на дозвуковых режимах полета. Принятая традиционная самолетная схема приемлема при безмоторном спуске в атмосфере на больших углах атаки (до 40°) и оптимальна на участке возвратного полета и при посадке, однако требует наличия воздушно-реактивных двигателей. Кроме того, конструкция узла поворота крыла на 90° при возвратном полете ускорителя является весьма сложной и увеличивает массу ускорителя, а полет по классической самолетной схеме требует размещения управляющих аэродинамических поверхностей на крыле и горизонтальном оперении, что также увеличивает массу ускорителя.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по совокупности существенных признаков является многоразовый ускоритель ракеты-носителя, содержащий ракетный блок, включающий топливные баки и ракетный двигатель, несущую аэродинамическую поверхность, присоединенную к ракетному блоку по схеме «низкоплан», головной обтекатель, переднее оперение и воздушно-реактивную двигательную установку для возврата ускорителя в зону старта (см. патент США №6616092, НКИ 244/2, 09.09.2003). Данная конструкция имеет фиксированную аэродинамическую форму на всех стадиях полета, что является наиболее приемлемым с точки зрения упрощения конструкции. Однако фиксированная аэродинамическая форма ограничивает возможности использования данной конструкции, в частности, эту конструкцию нельзя использовать для ракет-носителей с пакетной нижней ступенью, так как несущие аэродинамические поверхности смежных ускорителей будут мешать друг другу, а уменьшение их размеров сделает их абсолютно неэффективными. Кроме того, данная конструкция может использовать только при расположении центра тяжести ускорителя в средней части, при этом для возврата ускорителя в зону старта необходимо использовать воздушно-реактивные двигатели.

Общей проблемой для всех возвращаемых ступеней с аэродинамическими поверхностями является требование невыступания задних аэродинамических поверхностей за торец ракеты-носителя с целью исключения необходимости изменения конструкции стартового стола, что также существенно усложняет управление полетом возвращаемой ступени.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание многоразового ускорителя ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока, конструкция которого обеспечивала бы возврат ускорителя в зону старта за счет кинетической энергии ускорителя и его аэродинамических характеристик без использования воздушно-реактивных двигателей, а также управляемость ускорителя при возврате его в режиме аэродинамического полета на всех стадиях полета с минимальным количеством аэродинамических поверхностей. Еще одной задачей изобретения является создание многоразового ускорителя ракеты-носителя, компоновка и конструкция которого обеспечивают его применение в качестве ускорителя как в тандемной, так и в пакетной схемах ракет-носителей.

Поставленные технические задачи решаются тем, что в многоразовом ускорителе ракеты-носителя, содержащем ракетный блок, включающий топливные баки и ракетный двигатель, несущую аэродинамическую поверхность, присоединенную к ракетному блоку по схеме «низкоплан», и головной обтекатель, согласно изобретению несущая аэродинамическая поверхность выполнена в виде платформы-планера, имеющей в плане форму крыла с переменной стреловидностью по передней кромке, с площадью несущей поверхности, равной (20...35)·(L/D)², где L - длина платформы-планера, a D - диаметр ракетного блока, и снабжена поворотными консольными частями, шарнирно присоединенными к корневой части и спроектированными так, что оси поворота указанных консольных частей расположены под углом к плоскости симметрии ускорителя с точкой пересечения за торцом платформы-планера, а в сложенном положении консольные части располагаются под нижней поверхностью корневой части несущей аэродинамической поверхности и их концевые кромки параллельны продольной оси платформы-планера, при этом головной обтекатель и передние кромки крыла выполнены заостренными, с радиусом затупления 3...5 мм.

Кроме того, в раскрытом положении задняя кромка несущей аэродинамической поверхности выполнена с изломами в точках соединения задних кромок корневой и консольной части несущей аэродинамической поверхности с выступанием задних кромок консольных частей за пределы задней кромки корневой части несущей аэродинамической поверхности, с при этом ось поворота каждой консольной части расположена по биссектрисе тупого угла, образованного задними кромками корневой и консольной части несущей аэродинамической поверхности.

Предпочтительно, ускоритель дополнительно снабжен отклоняемыми управляющими аэродинамическими поверхностями, размещенными вдоль задних кромок корневой и консольных частей несущей аэродинамической поверхности.

Кроме того, ускоритель может быть снабжен двумя продольными аэродинамическими гребнями, закрепленными на верхней поверхности корневой части несущей аэродинамической поверхности с двух сторон относительно ракетного блока.

Выполнение несущей аэродинамической поверхности в виде платформы-планера, имеющей в плане форму крыла с переменной стреловидностью по передней кромке, с площадью несущей поверхности, равной (20...35)·(L/D)², где L - длина платформы-планера, a D - диаметр ракетного блока, при этом головной обтекатель и передние кромки крыла выполнены заостренными, с радиусом затупления 3...5 мм, обеспечивает, во-первых, на малых углах атаки требуемое аэродинамическое качество К=5 за счет уменьшения лобовой поверхности и уменьшения местных углов атаки с набегающим потоком, а во-вторых, вследствие большой площади платформы, лететь на большей высоте с меньшими перегрузками и меньшими тепловыми нагрузками к элементам планера. Снабжение несущей аэродинамической поверхности поворотными консольными частями, шарнирно присоединенными к корневой части и спроектированными так, что оси поворота указанных консольных частей расположены под углом к плоскости симметрии ускорителя с точкой пересечения за торцом платформы-планера, а концевые кромки консольных частей параллельны продольной оси платформы-планера, сделало возможным использовать поворотные консольные части несущей аэродинамической поверхности как органы аэродинамического управления по тангажу, рысканию и крену. При таком исполнении любое отклонение поворотной консольной части приводит к изменению угла атаки относительно набегающего потока, и аэродинамическая сила, создаваемая поворотной консольной частью, имеет составляющие, направленные вдоль каждой из трех координатных осей. При отклонении поворотных консольных частей на одинаковый угол получаем управляющее усилие в плоскости тангажа, а поворот одной поворотной консольной части на угол, отличный от угла поворота другой поворотной консольной части, вызывает рассогласование аэродинамических сил на поворотных консольных частях и соответственно приводит к появлению управляющих усилий в плоскости рыскания и по крену. В сложенном положении поворотные консольные части несущей аэродинамической поверхности располагаются под нижней поверхностью корневой части несущей аэродинамической поверхности. Уменьшение размаха несущей аэродинамической поверхности обеспечивает беспрепятственную компоновку пакетной нижней ступени ракеты-носителя.

Выполнение задней кромки несущей аэродинамической поверхности в раскрытом положении с изломами в точках соединения задних кромок корневой и консольной части несущей аэродинамической поверхности с выступанием задних кромок консольных частей за пределы задней кромки корневой части несущей аэродинамической поверхности, при этом ось поворота каждой консольной части расположена по биссектрисе тупого угла, образованного задними кромками корневой и консольной части несущей аэродинамической поверхности, приводит к тому, что управляющее усилие, создаваемое каждой поворотной консольной частью, будет смещено к заднему торцу ускорителя, что увеличивает эффективность управления. В сложенном состоянии при выбранном угле наклона оси поворота консольной части к задней кромке корневой части задняя кромка консольной части ложится вдоль задней кромки корневой части несущей аэродинамической поверхности без выступания за торец ускорителя и тем самым не препятствует размещению ускорителя на стартовом столе.

Снабжение ускорителя дополнительными отклоняемыми управляющими аэродинамическими поверхностями, размещенными вдоль задних кромок корневой и консольных частей несущей аэродинамической поверхности, повышает эффективность использования поворотных консольных частей как управляющих поверхностей.

Наличие двух продольных аэродинамических гребней, закрепленных на верхней поверхности корневой части несущей аэродинамической поверхности с двух сторон относительно ракетного блока, обеспечивает устойчивость полета ускорителя в продольном направлении.

Технический результат от использования данного изобретения заключается в:

- высокоэффективном использовании кинетической энергии для возврата ускорителя в зону старта без использования воздушно-реактивных двигателей и топлива для их работы;

- обеспечении необходимого уровня аэродинамического качества на сверхзвуковых и дозвуковых скоростях полета;

- повышении устойчивости и управляемости ускорителя при заднем расположении его центра масс;

- уменьшении количества управляющих аэродинамических поверхностей.

На фиг.1-3 изображен предлагаемый многоразовый ускоритель ракеты-носителя, вид сбоку, вид сверху и вид спереди соответственно; на фиг.4 - вид спереди на ускоритель со сложенными поворотными консольными частями несущей аэродинамической поверхности; на фиг.5 - траектория возврата многоразового ускорителя к месту старта ракеты-носителя. Изображения на фиг.3 и 4 представлены в увеличенном масштабе.

Многоразовый ускоритель содержит несущую аэродинамическую поверхность, выполненную в виде платформы-планера 1 с головным обтекателем 2, и ракетный блок 3, включающий в свой состав баки 4 и 5 для окислителя и горючего, межбаковый отсек 6 и маршевый жидкостно-ракетный двигатель 7 в хвостовом отсеке 8. Головной обтекатель выполнен заостренным, с радиусом затупления 3...5 мм. Ускоритель оснащен всем необходимым оборудованием, в том числе, посадочным устройством (не показано).

Несущая аэродинамическая поверхность имеет в плане форму крыла с двойной стреловидностью по передней кромке и включает в себя участок 9 с углом стреловидности около 80° и участок 10 с углом стреловидности 40...50°, что соответствует уровню максимально допустимых температур современных материалов. Следует понимать, что указанные углы стреловидности использованы для конкретных расчетов, и в других конструкциях могут использоваться другие углы стреловидности, определяемые при аэродинамическом расчете ускорителя. Передние кромки крыла выполнены заостренными, с радиусом кромки крыла 3...5 мм.

Несущая аэродинамическая поверхность присоединена к ракетному блоку по схеме «низкоплан» и имеет корневую часть 11 и две поворотные консольные части 12, шарнирно присоединенные к корневой части. В раскрытом положении задняя кромка несущей аэродинамической поверхности выполнена с изломами в точках соединения задних кромок 13 и 14 корневой и консольных частей несущей аэродинамической поверхности с выступанием задних кромок 14 консольных частей за пределы задней кромки 13 корневой части несущей аэродинамической поверхности с образованием тупого угла «α». Ось 15 поворота каждой консольной части расположена по биссектрисе тупого угла «α». В сложенном положении поворотные консольные части 12 несущей аэродинамической поверхности расположены под нижней поверхностью корневой части 11 несущей аэродинамической поверхности и их концевые кромки 16 параллельны продольной оси платформы-планера.

Вдоль задних кромок консольных частей несущей аэродинамической поверхности дополнительно размещены отклоняемые управляющие аэродинамические поверхности 17 (закрылки, интерцепторы и т.п.), а вдоль задней кромки корневой части несущей аэродинамической поверхности размещена одна или несколько управляющих аэродинамических поверхностей 18 (закрылки, тормозные щитки и т.п.).

Дополнительно ускоритель может иметь два продольных аэродинамических гребня 19, закрепленных на верхней поверхности корневой части 11 несущей аэродинамической поверхности с двух сторон относительно ракетного блока для устойчивости полета ускорителя в продольном направлении.

Для специалистов понятно, что все отклоняемые аэродинамические поверхности имеют приводы для их отклонения, и в рамках данной заявки система приводов не рассматривается.

Обтекатель ускорителя и передние кромки несущей аэродинамической поверхности выполнены в соответствии с требованиями допустимого теплового нагружения при гиперзуковых скоростях полета ускорителя с высоким аэродинамическим качеством (К≈5) и в рамках данной заявки их конкретная аэродинамическая форма не рассматривается.

На фиг.5 схематически показано пространственное изображение траектории «Т» возврата многоразового ускорителя к месту старта ракеты-носителя с выделением базовых точек траектории. На момент отделения многоразового ускорителя ракета-носитель находилась на высоте 79 км при скорости полета М=8,7 (2477 м/сек) и угле наклона траектории к горизонту 5°.

Последовательность работы средств возвращения и посадки многоразового ускорителя от момента разделения до начала посадки, показанная на фиг.5, включает:

- разделение ускорителя от второй ступени ракеты-носителя (момент Т0);

- баллистический полет ускорителя в верхних слоях атмосферы с управлением по крену для начала разворота в сторону аэродрома (до момента Т1);

- вход ускорителя в плотные слои атмосферы с интенсивным разворотом в сторону аэродрома и выдерживанием примерно постоянной высоты 35 км путем управления по крену и углу атаки (момент Т2);

- предпосадочный маневр и заход на посадку (от момента Т2 до момента Т3);

- посадку на взлетно-посадочную полосу стартово-посадочного комплекса (момент Т4).

На этапе планирующего полета с углом атаки 10...12° совершается поворот по крену (участок траектории полета от момента Т1 до момента Т2) с использованием для управления полетом (полет на постоянной высоте с разворотом на угол чуть больше, чем 180°, с переходом на полет в плоскости снижения, направленной на точку старта) дифференцированного отклонения правой и левой поворотных консольных частей 12. Постоянная высота полета обеспечивается уменьшением угла положительного «V».

На момент Т2 выхода на траекторию снижения скорость полета ускорителя снижается до М=2,1...1,7 (634...515 м/сек) и дальнейший полет происходит с постоянным снижением скорости и высоты полета. Изменение высоты полета регулируется из условия обеспечения посадки в точке старта (или в другой точке, где имеется посадочная площадка). Для управления полетом на траектории снижения используются поворотные консольные части (как правило, в режиме синхронного поворота), а также отклоняемые управляющие аэродинамические поверхности 17 и 18. Посадка ускорителя происходит в автоматическом режиме.

Агрегаты и элементы конструкции предлагаемого многоразового ускорителя ракеты-носителя являются широко используемыми в ракетно-космической и авиационной технике. Поэтому настоящее изобретение может быть осуществлено на ракетно-космических и авиационных заводах с использованием современных материалов и технологий. Специалисту в данной области техники должно быть очевидным, что в настоящем изобретении возможны разнообразные модификации и изменения. Соответственно предполагается, что настоящее изобретение охватывает указанные модификации и изменения, а также их эквиваленты, без отступления от сущности и объема изобретения, раскрытого в прилагаемой формуле изобретения.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и направлено на совершенствование аэродинамической схемы многоразового ускорителя ракеты-носителя. Ускоритель содержит ракетный блок, включающий топливные баки и ракетный двигатель, несущую аэродинамическую поверхность, присоединенную к ракетному блоку по схеме «низкоплан», и головной обтекатель. Несущая аэродинамическая поверхность выполнена в виде платформы-планера, имеющей в плане форму крыла с переменной стреловидностью по передней кромке и площадью несущей поверхности, равной (20...35)·(L/D)², где L - длина платформы-планера, a D - диаметр ракетного блока, и снабжена поворотными консольными частями, шарнирно присоединенными к корневой части и спроектированными так, что оси поворота указанных консольных частей расположены под углом к плоскости симметрии ускорителя с точкой пересечения за торцом платформы-планера. В сложенном положении консольные части располагаются под нижней поверхностью корневой части несущей аэродинамической поверхности и их концевые кромки параллельны продольной оси платформы-планера. Головной обтекатель и передние кромки крыла выполнены заостренными, с радиусом затупления 3...5 мм. Технический результат от использования данного изобретения заключается в высокоэффективном использовании кинетической энергии для возврата ускорителя в зону старта без использования воздушно-реактивных двигателей и топлива для их работы, обеспечении необходимого уровня аэродинамического качества на сверхзвуковых и дозвуковых скоростях полета, повышении устойчивости и управляемости ускорителя при заднем расположении его центра масс, уменьшении количества управляющих аэродинамических поверхностей. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Многоразовый ускоритель ракеты-носителя, содержащий ракетный блок, включающий топливные баки и ракетный двигатель, несущую аэродинамическую поверхность, присоединенную к ракетному блоку по схеме "низкоплан", и головной обтекатель, отличающийся тем, что несущая аэродинамическая поверхность выполнена в виде платформы-планера, имеющей в плане форму крыла с переменной стреловидностью по передней кромке, с площадью несущей поверхности, равной (20...35)·(L/D)², где L - длина платформы-планера, a D - диаметр ракетного блока, и снабжена поворотными консольными частями, шарнирно присоединенными к корневой части и спроектированными так, что оси поворота указанных консольных частей расположены под углом к плоскости симметрии ускорителя с точкой пересечения за торцом платформы-планера, а в сложенном положении консольные части располагаются под нижней поверхностью корневой части несущей аэродинамической поверхности и их концевые кромки параллельны продольной оси платформы-планера, при этом головной обтекатель и передние кромки крыла выполнены заостренными, с радиусом затупления 3...5 мм.2. Ускоритель по п.1, отличающийся тем, что в раскрытом положении задняя кромка несущей аэродинамической поверхности выполнена с изломами в точках соединения задних кромок корневой и консольной части несущей аэродинамической поверхности с выступанием задних кромок консольных частей за пределы задней кромки корневой части несущей аэродинамической поверхности, при этом ось поворота каждой консольной части расположена по биссектрисе тупого угла, образованного задними кромками корневой и консольной частей несущей аэродинамической поверхности.3. Ускоритель по п.1, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен отклоняемыми управляющими аэродинамическими поверхностями, размещенными вдоль задних кромок корневой и консольных частей несущей аэродинамической поверхности.4. Ускоритель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен двумя продольными аэродинамическими гребнями, закрепленными на верхней поверхности корневой части несущей аэродинамической поверхности с двух сторон относительно ракетного блока.