Одноступенчатая осесимметричная многоразовая ракета- носитель и способ создания подъемной силы в процессе движения одноступенчатой ракеты-носителя

Реферат

 

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.

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 (СД) и аэродинамического коэффициента момента тангажа (mz) РН - аналога и предлагаемого РН в зависимости от параметров движения (числа Маха - М, и угла атаки - ) и расположения центра масс (Хт) 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 (СдЈ0) 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 (Мz), т.к. Сд<0, под действием которого начнет увеличиваться до величины , а ЦД начнет смещаться к ЦМ;

- при совмещении ЦД с ЦМ аэродинамический момент (Mz) исчезнет, а угол атаки будет равен (см. фиг.4б), при этом РН будет статически нейтральной, т.к. Сд=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 (Мz), т.к Сд > 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 (Mz) 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 (СдЈ0) 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.

Формула изобретения

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 0,580,67 длины корпуса, cотавляющей 3,23,3 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.

2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что ее центр масс размещен от вершины на расстоянии 0,590,60 длины корпуса.

3. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что ее центр масс размещен от вершины на расстоянии 0,610,62 длины корпуса.

4. Способ создания подъемной силы в процессе движения одноступенчатой осесимметричной многоразовой ракеты-носителя с корпусом, преимущественно составной конической формы, включающий разворот ракеты-носителя в плоскости тангажа и ее стабилизацию по каналам тангажа, рысканья и крена, отличающийся тем, что перед началом управляемого движения центровкой ракеты-носителя обеспечивают знакопеременный запас ее статической устойчивости при движении на гиперзвуковых скоростях в рабочем диапазоне углов атаки от 0 до 180 так, что при увеличении углов атаки от 0 до 180 ракета-носитель переходит из статически неустойчивого в статически устойчивое положение, при управляемом движении в атмосфере вводят ракету-носитель в статически неустойчивое положение и отключают управление в канале тангажа, переводя ракету-носитель в режим самобалансировочного движения, а при достижении в этом режиме заданных параметров полета включают управляющие органы, с помощью которых выводят ракету-носитель из режима самобалансировочного движения.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4