Устройство аэродинамической системы управления возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя Российский патент 2023 года по МПК B64G1/24 B64G99/00 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно в части, касающейся аэродинамической системы управления летательного аппарата (ЛА), и может быть использовано в конструкциях ступеней ракет-носителей (РН), транспортных космических кораблей, возвращаемых ЛА, совершающих полет в атмосфере в широком диапазоне скоростей и использующих в качестве исполнительных органов решетчатые рули.

Наиболее полно результаты теоретических и экспериментальных исследований решетчатых крыльев, а также особенности их применения в конструкциях ЛА изложены в работе [1]. Отличительная особенность решетчатых крыльев при их использовании в качестве управляющих поверхностей заключается в малом размере хорды, что обуславливает незначительные шарнирные моменты и соответственно, малые мощности рулевых приводов, возможность их использования в широком диапазоне углов отклонения без срыва потока.

Известны конструктивные решения, в которых используются решетчатые рули для управления и стабилизации движения относительно центра масс ЛА [2-4].

Как аналог известно также устройство управления ЛА на основе решетчатых рулей, применяемое на возвращаемой первой ступени РН Falcon 9 [5-6]. Рули установлены попарно в двух взаимно перпендикулярных плоскостях в верхней части, в районе днища ступени. Устройство управления характерно тем, что несущая рама руля выполнена прямоугольной формы, примыкает к поверхности корпуса ступени и крепится к приводному валу через шарнир. Планы решетчатой поверхности ориентированы в сотовом варианте с диагональным набором и выполнены с клиновидным заострением с наветренной и подветренной стороны.

Недостатком устройства управления, заявленного в этом РН, является то, что при движении аппарата в атмосфере со сверхзвуковыми скоростями корневая часть управляющей поверхности, примыкающей к корпусу РН, находится в пограничном слое, что оказывает существенное влияние на ее несущие способности и значения управляющей силы и момента. Это приводит к возникновению неопределенности или к нерасчетным значениям управляющих сил, снижает эффективность руля, как управляющей поверхности, и требует дополнительных мероприятий по парированию таких неопределенностей, носящих характер возмущений. В связи с указанным в процессе эксплуатации и по результатам серии пусков РН Falcon 9 произведена модернизация рулей [7]. В обновленных рулях увеличена высота руля, что указывает на то, что реальная или эксплуатационная эффективность рулей в первоначальном варианте оказалась ниже расчетной, изготовили их из титана вместо алюминиевого сплава. Эти мероприятия существенно повысили и расширили возможности управления ступенью во всем диапазоне скоростей, включая сверхзвуковые и дозвуковые скорости, а также при более высоких температурах не потребовалось применение абляционного покрытия планов и стенок коробки.

Более совершенное устройство управления с использованием решетчатых рулей предложено в патенте [4]. В отличие от предыдущего устройства в нем боковые стенки рамы руля выполнены переменной толщины таким образом, что толщина стенки в корневой части руля больше, чем в торцевой. Планы выполнены также с переменной толщиной стенки, которая уменьшается ступенчато или непрерывно в сторону торцевой части руля, и заострены с наветренной и подветренной стороны. Указанное устройство принято в качестве прототипа. Недостатком этого устройства управления является то, что управляющая поверхность также примыкает к корпусу РН, и при обтекании набегающим потоком часть ее находится в пограничном слое, что оказывает негативное влияние на несущие способности руля и значения управляющей силы и момента.

Задачей изобретения является создание устройства управления с решетчатой поверхностью, лишенного указанных недостатков и обеспечивающего повышенную эффективность в части качества и надежности управления возвращаемой ступенью с одновременным улучшением условий обтекания гиперзвуковым потоком корпуса возвращаемой ступени с исполнительными органами на основе решетчатых рулей.

Требуемый технический результат достигается тем, что на корпусе возвращаемой ступени перед решетчатым рулем размещен решетчатый стабилизатор, на котором установлена по оси симметрии между планами силовая пустотелая коробка. Коробка шарнирно закреплена на установленных на корпусе ступени ушках, и во внутренней полости нее размещен вал с шарнирным узлом, соединяющий решетчатый руль с приводом. Шарнирный узел стабилизатора и шарнирный узел руля установлены соосно. На коробке стабилизатора с наветренной стороны установлен обтекатель клиновидной формы.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена конструктивно-компоновочная схема устройства аэродинамической системы управления возвращаемой ступени в рабочем положении, которое содержит:

1 - корпус;

2 - ушки;

3 - решетчатый стабилизатор;

4 - диагональный набор планов;

5 - рама;

6 - силовая коробка;

7 - шарнирный узел;

8 - вал;

9 - рулевой привод;

10 - решетчатый руль;

11 - шарнирный узел;

12 - диагонально набранные планы;

13 - рама;

14 - ребра;

15 - клиновидное притупление;

16 - скосы;

17 - устройство фиксации.

На фиг. 2 изображена конструктивно-компоновочная схема устройства аэродинамической системы управления в развернутом положении с установленным на стабилизаторе обтекателем, которое содержит:

1 - корпус;

3 - решетчатый стабилизатор;

6 - силовая коробка;

8 - вал;

10 - решетчатый руль;

18 - аэродинамический обтекатель, клиновидной формы.

На корпусе (1) возвращаемой ступени установлено устройство аэродинамической решетчатой системы управления. С помощью ушек (2) на корпусе возвращаемой ступени крепится стабилизатор (3) высотой который содержит диагональный набор планов (4), окантованных в раму (5). Силовая коробка (6) размещена вдоль оси стабилизатора между планами и с помощью шарнирного узла (7) посредством ушек подвижно закреплена на корпусе. Внутри силовой коробки размещен вал (8), соединяющий привод (9) с рулем (10) высотой и размахом На валу руля шарнирный узел (11) и шарнирный узел стабилизатора установлены соосно. Диагонально набранные планы (12) окантованы рамой (13) и соединены между собой посредством ребер (14), представляющих собой хорды руля и имеющих клиновидное притупление (15) со стороны набегающего потока и с подветренной стороны. Боковая стенка рамы верхнего плана руля имеет скосы (16), параллельные набору планов. На руле с подветренной стороны установлен фиксатор (17), удерживающий устройство в сложенном состоянии.

На фиг. 3 представлены зависимости суммарного коэффициента аэродинамического сопротивления решетчатого аэродинамического руля и стабилизатора от высоты H полета возвращаемой ступени для чисел равного 2 и 4 набегающего потока.

где - коэффициент волнового сопротивления,

- коэффициент сопротивления трения.

Здесь же приведены зависимости суммарного коэффициента для решетчатого стабилизатора, учитывающие влияние пограничного слоя на поверхности корпуса ЛА. Коэффициенты определены для общей несущей площади руля Размах руля и стабилизатора принимался равным:

размер хорды руля и стабилизатора:

Расчетные значения коэффициента нормальной силы руля в зависимости от угла его поворота δ в данном случае определены постоянными и равными:

при угле отклонения руля δ≤0,175 радиан.

Расчеты проведены с использованием материалов работ [1, 8].

Из фиг. 3 следует, что коэффициент аэродинамического сопротивления руля при сверхзвуковом обтекании существенно зависит от числа и высоты полета H и при числе равного 4 в диапазоне высот 10…60 км изменяется от 0,13 до 0,23. Коэффициент аэродинамического сопротивления стабилизатора примерно в 4…5 раз меньше коэффициента аэродинамического сопротивления руля, что обусловлено влиянием пограничного слоя.

В развитие обоснования влияния пограничного слоя на аэродинамические характеристики стабилизатора и руля на фиг. 4 приведены абсолютные величины толщины вытеснения δ* пограничного слоя перед стабилизатором на различных высотах движения возвращаемой ступени ракеты-носителя на сверхзвуковых скоростях для «горячей» и «холодной» стенки корпуса ступени.

При проведении расчетов по определению толщины вытеснения δ* пограничного слоя размер хорды стабилизатора отнесен к диаметру миделя РН и принимался равным:

а значения толщины вытеснения δ* относились к высоте стабилизатора т.е. Зависимости для толщины вытеснения δ* пограничного слоя для так называемой «холодной» стенки (на фиг. 4 пунктирные линии) отражают влияние температурного фактора при значениях числа равного 2 и 4, что соответствует движению ракеты на активном участке полета, когда баки заполнены горючим и окислителем с характерной низкой температурой. Сплошные кривые показывают зависимость толщины вытеснения пограничного слоя δ* по высоте и скорости полета перед стабилизатором с учетом влияния «горячей» стенки, что соответствует участку спуска возвращаемой ступени ракеты с опорожненными полностью или большей частью топливными баками. Учитывая, что толщина вытеснения пограничного слоя δ* существенно зависит от режима обтекания (числа Рейнольдса Re), числа Маха и температуры стенки и составляет 0,3 и более от толщины пограничного слоя δ, следует заключить, что стабилизатор с заданными размерами, в том числе высотой погружен в пограничный слой наполовину и более, особенно для варианта горячей стенки. А на высотах 40 км и более стабилизатор находится в условиях практически полного поглощения пограничным слоем. Этим объясняется пониженная эффективность аэродинамической поверхности, как органа управления полетом возвращаемой ступени, или негативное влияние погруженной части аэродинамического руля в пограничный слой на эффективность управления ступени.

Для улучшения условий обтекания устройства управления над силовой коробкой стабилизатора установлен клиновидный обтекатель. За счет его установки достигается заметное снижение коэффициента сопротивления особенно при больших числах Маха. Силовая коробка стабилизатора, в которой размещен поворотный вал руля, в рабочем положении расположена перпендикулярно набегающему потоку и обладает значительным коэффициентом аэродинамического сопротивления Оценочные расчеты коэффициента сопротивления показали, что установка над силовой коробкой стабилизатора клиновидного обтекателя с полным углом раствора θ равного 60° приводит к существенному снижению коэффициента сопротивления Так, аэродинамическая сила сопротивления снижается с 1,4 до 1,3 при числе равного 2 и с 1,25 до 0,8 при числе равного 4. В расчетах коэффициент сопротивления отнесен к скоростному напору и поперечному размеру силовой коробки стабилизатора.

Представленные результаты показывают пониженную эффективность использования прикорневой части поверхности руля в конструкции прототипа и подтверждают эффективность использования предложенного устройства аэродинамической системы управления на основе решетчатых рулей в совокупности со стабилизатором возвращаемой ступени. Применение такой системы создает возможности для реализации вариантов конструктивного исполнения устройства управления ЛА, отличающихся своим многообразием в зависимости от предъявляемых требований.

Устройство работает следующим образом: при полете возвращаемой ступени в атмосфере по достижении плотных слоев подается команда на раскрытие, т.е. приведение аэродинамической системы управления в рабочее положение. Это происходит путем срабатывания устройства фиксации (17), удерживающего руль (10) со стабилизатором (3) в сложенном положении. Стабилизатор с рулем разворачиваются относительно ушек (2) с шарнирным узлом (7) в рабочее положение по нормали к продольной оси корпуса (1) ЛА. Угловые повороты руля относительно его продольной оси осуществляются по командам, поступающим на рулевой привод (9), посредством вала (8), размещенного в силовой коробке (6) стабилизатора (3), и шарнирного узла (11), установленного соосно с шарнирным узлом (7) стабилизатора. Установленный на силовой коробке (6) стабилизатора (3) с наветренной стороны обтекатель (18) клиновидной формы (фиг. 2) сглаживает турбулизацию набегающего потока в зоне стабилизатора и руля и снижает аэродинамическое сопротивление стабилизатора с коробкой.

Новый технический результат достигается тем, что конструкция устройства управления возвращаемой ступени дополнена стабилизатором, установленным под рулем перед его корневой частью, что позволяет более полно использовать управляющую поверхность руля по траектории и реализовать алгоритмы управления возвращаемой ступени с повышенной точностью за счет выноса из пограничного слоя руля как исполнительного органа (управляющей поверхности) в набегающий поток. Обтекатель, установленный на валу перед коробкой стабилизатора с наветренной стороны и имеющий клиновидную форму с углом раствора 0 при вершине 30…60 градусов, создает условия для формирования набегающего потока в зоне расположения стабилизатора и уменьшения его аэродинамического сопротивления.

Использование предлагаемого изобретения по сравнению с решетчатыми рулями по патенту [4], принятым в качестве прототипа, позволяет обеспечить:

- повышение эффективности управления путем более полного использования управляющей поверхности руля по траектории полета;

- повышение надежности и качества управления возвращаемой ступени путем выноса руля из зоны пограничного слоя, а также за счет обтекателя, снижающего волновую составляющую аэродинамического сопротивления стабилизатора.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Белоцерковский С.М., Одновол Л.А., Сафин Ю.З. и др. Решетчатые крылья: Машиностроение, 1985, с. 90…91.

2. US №5642867; США патент №5048773 Curved grid fin.

3. US №7800032 B1.

4. US № US 6073879 A от 20.04.1996 г., грант США от 13.06.2000 г. заявитель государственное конструкторское бюро «Вымпел» РФ.

5. https://ru.wikipedia.org/wiki/Falcon_9#Falcon_9_v1.1.

6. http://spaceflight101.com/spacerockets/wpcontent/uploads/sites/17/2015/11/27294262015. Sunday, December 24, 2017 - журнал.

7. https://space.stackexchange.com/questions/22096/how-are-the-spacex-falcon-9-mod-3-and-mod-4-grid-fins-differen.

8. «Нестационарная аэродинамика баллистического полета». Ю.М. Липницкий., А.В. Красильников, А.Н Покровский и др. - М.: Физматлит, 2003, гл. 6.

Изобретение относится к аэродинамической системе управления летательного аппарата (ЛА), преимущественно возвращаемой ступени ракеты-носителя, с решетчатыми рулями и стабилизаторами. Решетчатые рули установлены на корпусе ЛА попарно во взаимно перпендикулярных плоскостях. Каждый содержит раму с набором планов и соединен с размещенным в корпусе ЛА рулевым приводом посредством шарнирного вала. На корпусе под каждым решетчатым рулем размещен решетчатый стабилизатор, состоящий из набора планов и узла поворота, выполненного в виде силовой коробки. Коробка шарнирно закреплена со стороны прикорневой части на корпусе ЛА в ушках. Шарнирные узлы стабилизатора и руля установлены соосно. На коробке стабилизатора с наветренной стороны установлен обтекатель клиновидной формы. Техническим результатом является повышение эффективности в части качества и надежности управления ЛА с одновременным улучшением условий его обтекания гиперзвуковым потоком. 4 ил.

Устройство аэродинамической системы управления возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя, состоящее из аэродинамических решетчатых рулей, установленных на корпусе возвращаемой многоразовой ступени попарно во взаимно перпендикулярных плоскостях, содержащих, каждый, раму с набором планов и соединенных с размещенными в указанном корпусе рулевыми приводами посредством валов с шарнирами, отличающееся тем, что на корпусе возвращаемой многоразовой ступени под решетчатым рулем размещен решетчатый стабилизатор, состоящий из набора планов и узла поворота, выполненного в виде силовой пустотелой коробки, закрепленной со стороны прикорневой части на корпусе аппарата в ушках, расположенных на его наружной поверхности, образуя шарнирный узел стабилизатора, а во внутренней полости коробки размещен вал решетчатого руля с шарнирным узлом, установленным соосно с шарнирным узлом стабилизатора, при этом высота стабилизатора составляет 0,25…0,30 высоты решетчатого руля, размер стороны плана стабилизатора составляет 1,0…1,5 размера стороны плана решетчатого руля, причем на коробке стабилизатора с наветренной стороны установлен обтекатель клиновидной формы с углом раствора при вершине 30…60 градусов.