Результат интеллектуальной деятельности: КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ДЛЯ СПУСКА С ОРБИТЫ ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА ЗЕМЛИ И СПОСОБ ЕГО СПУСКА С ОРБИТЫ ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА ЗЕМЛИ

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в отраслях промышленности, занимающихся проектированием и созданием многоразовых космических аппаратов (КА), предназначенных для спуска с орбиты искусственного спутника Земли (ОИСЗ).

Известен многоразовый КА "Клипер" типа "несущий корпус" для спуска КА с ОИСЗ, выводимый на ОИСЗ РН среднего класса, содержащий несущий теплоизолированный корпус с затупленной носовой частью, донную защиту, аэродинамические (кормовой разрезной щиток, боковые щитки) и газодинамические органы стабилизации и управления КА по каналам тангажа, крена и рысканья, блок полезной нагрузки, средства обеспечения посадки КА с применением парашютных систем на заключительном этапе полета [1].

Известен также способ спуска этого КА в атмосфере Земли, включающий ориентацию и торможение КА перед входом в атмосферу газодинамическими органами стабилизации и управления, стабилизацию и управление в атмосфере по каналам тангажа, крена и рысканья аэродинамическими средствами управления (кормовым разрезным и боковыми щитками), ввод средств обеспечения посадки КА. При этом производят определение текущих координат и скоростей КА, сравнивают их с программными, и в случае их расхождения вводят корректирующие поправки на программные углы отклонения аэродинамических органов управления по каналам тангажа, крена и рысканья [1].

Для управления КА в интервале от гиперзвуковых до сверхзвуковых скоростей полета отклоняют кормовой разрезной щиток на программные углы по тангажу и крену и одновременно стабилизируют КА на балансировочном угле атаки при отклоненном кормовом щитке посредством отклонения боковых щитков либо реактивной системой управления (в случае необходимости).

КА этого класса имеет максимальное аэродинамическое качество К=1,1÷1,2 при полете на гиперзвуковых скоростях полета, необходимое для обеспечения планирующего спуска в атмосфере Земли с маневром по боковой дальности до ˜1100 км, а также в продольном направлении.

КА имеет также высокие эксплуатационные характеристики (см. также [2]). Важнейшие из них:

- обеспечивается вывод КА на ОИСЗ массой до ˜15 т с шестью космонавтами на борту современными РН среднего класса (см. классификацию РН [3]);

- использует современные, апробированные летными испытаниями, теплозащитные материалы и технологию их нанесения при изготовлении КА, что предопределяет возможность создания КА многократного использования с повышенным циклом его эксплуатации;

- высокая плотность заполнения внутреннего объема полезным грузом, приходящаяся на единицу поверхности КА;

- удобство размещения космонавтов в пилотируемом варианте КА, существенно меньшие перегрузки (n_max=3), действующие на космонавтов по сравнению с КА типа "Союз";

- возможность размещения стыковочных узлов и агрегатов в кормовой части КА для стыковки с орбитальными или двигательными отсеками космической станции за счет развитой хвостовой части КА.

КА "Клипер" схемы "несущий корпус" в настоящее время может быть принят к реализации и при его проектировании и изготовлении могут использоваться возможности современной промышленно-технологической базы отрасли.

Известны КА многократного использования, отечественные [4] и зарубежные [5], [6], разрабатываемые по самолетной схеме со стреловидным крылом, предназначенные для вывода и спуска с ОИСЗ, содержащие несущий теплоизолированный корпус с затупленной носовой частью, стреловидное крыло, вертикальное оперение, аэродинамические и газодинамические органы стабилизации и управления КА по каналам тангажа, крена и рысканья, блок полезной нагрузки, средства обеспечения посадки КА в планирующем режиме на заключительном этапе полета, также предназначенные для вывода на ОИСЗ РН среднего класса.

Недостаток этих технических решений - тепловые нагрузки, действующие на стреловидное крыло, являются недопустимыми, поскольку с уменьшением масштаба КА применительно к РН среднего класса, и следовательно, радиуса затупления передней кромки крыла, тепловые потоки возрастают с уменьшением абсолютных размеров КА согласно зависимости, описываемой гиперболической функцией [7]. Это обуславливает необходимость разработки и создания принципиально новых теплозащитных материалов и соответствующей технологической базы для их изготовления. По этой причине они не могут быть реализованы в приемлемые сроки и с умеренными финансовыми затратами.

Известен КА, многоразовый орбитальный корабль "Буран", выполненный по самолетной схеме и выводимый на ОИСЗ РН тяжелого класса, содержащий несущий теплоизолированный корпус с затупленной носовой частью, стреловидное крыло, вертикальное оперение, аэродинамические (кормовой щиток, элероны стреловидного крыла, рули направления вертикального оперения) и газодинамические органы стабилизации и управления КА по каналам тангажа, крена и рысканья, блок полезной нагрузки, средства обеспечения посадки КА в планирующем режиме на заключительном этапе полета [8].

Известен также способ спуска этого КА в атмосфере Земли, включающий ориентацию и торможение КА перед входом в атмосферу газодинамическими органами стабилизации и управления, стабилизацию и управление в атмосфере по каналам тангажа, крена и рысканья аэродинамическими средствами управления (кормовым щитком, элевонами и рулем направления), ввод средств обеспечения посадки КА. При этом производят определение текущих координат и скоростей КА, сравнивают их с программными, и в случае их расхождения вводят корректирующие поправки на программные углы отклонения аэродинамических органов управления по каналам тангажа, крена и рысканья [9].

Для управления КА "Буран", в отличие от КА "Клипер" схемы "несущий корпус", в интервале от гиперзвуковых до сверхзвуковых скоростей полета отклоняют кормовой щиток совместно с элевонами на программные углы по тангажу и крену и одновременно стабилизируют КА на балансировочном угле атаки при отклоненных щитке и элевонах, а также используют реактивную систему управления, поскольку руль направления на этих скоростях неэффективен.

КА этого класса имеет максимальное балансировочное значение аэродинамического качества К=1,3 при полете на гиперзвуковых скоростях, а на дозвуковых скоростях К=5,6, обеспечивающие планирующий спуск в атмосфере Земли и широкие маневренные возможности с посадкой на взлетно-посадочную полосу (ВПП) на заключительном этапе полета. КА "Буран" имеет также высокие эксплуатационные характеристики и решает широкий круг задач на ОИСЗ.

Технические решения [8] и [9] приняты авторами за прототипы устройства и способа.

К недостаткам этих технических решений следует отнести:

- высокую стоимость создания и эксплуатации КА и РН для его вывода на ОИСЗ с ограниченным циклом пусков РН;

- аэродинамическая форма КА не соответствует требованиям обеспечения допустимых тепловых потоков, действующих на стреловидное крыло, для КА многократного использования, выводимого на ОИСЗ РН среднего класса.

Задачей изобретения является разработка аэродинамической формы КА со стреловидным крылом, многократного использования, выводимого на ОИСЗ РН среднего класса, и обеспечивающего тепловые нагрузки, действующие на стреловидное крыло при гиперзвуковых скоростях полета, не превышающие критические для существующих теплозащитных материалов, а также аэродинамические характеристики устойчивости и управляемости КА по всей траектории полета, в том числе при посадке на взлетно-посадочную полосу.

Задача решается таким образом, что в КА, содержащем теплоизолированные корпус с затупленной носовой частью, стреловидное крыло, аэродинамические и газодинамические органы стабилизации и управления КА по каналам тангажа, крена и рысканья, согласно изобретению в нем стреловидное крыло установлено на корпусе по схеме среднеплана, а нижняя поверхность корпуса КА состоит из задней части и передней части заданной длины, сопряженной с затупленной носовой частью и выполненной такой формы, что проекция ее на вертикальную плоскость симметрии КА образует контур, заданный убывающей по направлению к хвостовой части функцией, касательная к которому в точке его сопряжения с затуплением носовой части образует угол, обеспечивающий допустимый нагрев передней кромки стреловидного крыла, а проекция задней части на эту же плоскость образует контур, сопряженный с контуром передней части, при этом в плоскостях, нормальных к продольной оси КА, нижняя поверхность имеет профиль, у которого точки упомянутого контура в плоскости симметрии сопряжены с точками корпуса и точками передней кромки крыла вогнутыми линиями, заданными монотонно возрастающими к передним кромкам крыла функциями.

Задача решается также таким образом, что в способе спуска КА с ОИСЗ, содержащего теплоизолированные корпус с затупленной носовой частью, стреловидное крыло, аэродинамические и газодинамические органы стабилизации и управления КА по каналам тангажа, крена и рысканья, включающем стабилизацию и управление КА по каналам тангажа, крена и рыскания на балансировочных углах атаки при воздействии аэродинамического потока на КА, согласно изобретению на гиперзвуковых скоростях полета стабилизацию и управление КА по каналу тангажа осуществляют на балансировочных углах атаки, обеспечивающих обтекание крыла аэродинамическим потоком с образованием линий тока с векторами скоростей, направленными преимущественно вдоль передней стреловидной кромки крыла.

При этом сокращаются производственные затраты на изготовление КА за счет использования ресурсных возможностей настоящего времени (использование существующих теплозащитных материалов, средств обеспечения тепловой защиты КА, исключение финансовых и производственных затрат на создание новых материалов и соответствующей производственной и технологической базы для их изготовления).

Сущность изобретения поясняется чертежами аэродинамической компоновки КА и графиками, иллюстрирующими основные тепловые и аэродинамические характеристики КА в процессе его спуска с ОИСЗ.

На фиг.1 приведен общий вид КА, а на фиг.2, 3 и 4 показаны основные элементы КА и проекции этого КА соответственно на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, а также его характерные сечения (А-А, Б-Б).

На фиг.5 для гиперзвуковых скоростей полета (числа М≥8) и заданного угла атаки α приведены зависимости относительного теплового потока , действующего на переднюю кромку крыла, от относительной длины передней нижней части корпуса и угла наклона δ касательной к контуру передней нижней части корпуса, где:

q - тепловой поток,

q_max - тепловой поток к стреловидной кромке крыла в набегающем потоке;

На фиг.6 для гиперзвуковых скоростей полета приведена зависимость относительного теплового потока , действующего на переднюю кромку крыла, от угла атаки α для заданных длины и угла δ.

На фиг.7 для гиперзвуковых скоростей полета иллюстрируется картина обтекания КА с выделением линий тока на его поверхности, а на фиг.8 - обтекание нижней поверхности стреловидного крыла.

На фиг.9 для гиперзвуковых скоростей полета приведены зависимости коэффициента продольного момента m_z от угла атаки α при различных углах отклонения кормового щитка δ_щ.

На фиг.10 приведены зависимости относительного теплового потока к передней кромке крыла от времени полета для КА в сравнении с КА «Буран».

На фиг.11 и 12 приведены зависимости аэродинамического качества К и коэффициента продольного момента m_z от угла атаки α соответственно для гиперзвуковых (М≥8) и дозвуковых (М<0,6) скоростей полета КА по сравнению с

КА "Буран" (см. пунктир). На этих фигурах:

1 - верхняя часть;

2 - передняя нижняя часть;

3 - задняя нижняя часть;

4 - носовая часть;

5 - кормовой щиток;

6 - стреловидное крыло;

7 - элевоны;

8 - вертикальное оперение;

9 - рули направления;

10 - передняя кромка крыла;

11 - основание задней нижней части;

12 - контур передней нижней части;

13 - контур задней нижней части;

14 - профиль;

15 - шасси;

16 - газодинамические органы стабилизации и управления.

17 - для предлагаемого технического решения;

18 - для КА "Буран";

19 - для КА «Буран», выполненного в уменьшенном масштабе.

Геометрические характеристики:

χ - угол стреловидности крыла;

δ - угол наклона касательной к контуру передней нижней части корпуса в точке сопряжения с носовьм затуплением;

- длина передней нижней части корпуса;

l_k -расстояние от вершины КА до начала концевой хорды крыла в проекции на продольную ось КА;

θ - угол наклона основания задней нижней части корпуса к оси КА.

КА для спуска с ОИСЗ (фиг.1) содержит (фиг.2, 3, 4) теплоизолированные верхнюю часть 1, переднюю нижнюю часть 2, заднюю нижнюю часть 3 корпуса с затупленными кромками, носовую часть 4, кормовой щиток 5, стреловидное крыло 6 с элевонами 7, вертикальное оперение 8 с рулями направления 9, смонтированными на консолях стреловидного крыла 6. Стреловидное крыло 6 с передней кромкой крыла 10 выполнено с углом стреловидности χ, установлено на корпусе по схеме среднеплана и сопряжено с корпусом.

Нижняя поверхность корпуса выполнена такой формы, что проекция ее передней нижней части 2 на вертикальную плоскость симметрии КА (фиг.2) образует контур передней нижней части 12, заданный монотонно убывающей по направлению к хвостовой части функцией, касательная к которому в точке его сопряжения с затупленной носовой частью 4 образует угол δ, а проекция ее задней нижней части 3 на эту же плоскость образует контур задней нижней части 13, сопряженной с контуром передней нижней части 12.

При этом в плоскостях, нормальных к продольной оси КА (фиг.4), нижняя поверхность образует профиль 14 (см. сечения А-А, Б-Б, фиг.2), у которого точки контура передней нижней части 12 и контура задней нижней части 13 корпуса в плоскости симметрии сопряжены с точками корпуса и точками передней кромки крыла 10 вогнутыми линиями, заданными монотонно возрастающими к передней кромке крыла 10 функциями.

Длину передней нижней части 2 корпуса и угол δ наклона касательной к контуру передней нижней части 12 с осью КА в точке сопряжения передней нижней части 2 с затуплением носовой части 4 (см. фиг.2) выполняют соответствующими допустимому тепловому потоку к передней кромке стреловидного крыла 10 при гиперзвуковых скоростях полета. Приведенная на фиг.5 зависимость позволяет определить оптимальную комбинацию определяющих геометрических параметров и δ передней нижней части 2 корпуса КА с установленным на корпусе стреловидным крылом 2 с углом стреловидности χ=const (см. заштрихованную область).

Контур передней нижней части 12 выполняют в виде линии, описываемой монотонно убывающей по направлению к хвостовой части КА функцией.

Профиль 14 передней нижней части 2 и задней нижней части 3 корпуса выполняют в виде вогнутых линий, заданных монотонно возрастающими к передней кромке крыла 6 функциями (см. сечения А-А, Б-Б).

Форма поверхности задней нижней части 3 определяется требованиями размещения в корпусе систем КА и шасси 15 для аэродинамической посадки КА. Основание задней нижней части 11 может быть выполнено плоским, наклонным к кормовой части КА под углом θ к оси КА (фиг.2).

Аэродинамические органы стабилизации и управления по каналам тангажа и крена включают кормовой щиток 5, элевоны 7 стреловидного крыла 6 (фиг.2, 3, 4) и обеспечивают стабилизацию и управление КА по каналам тангажа и крена при отклонении щитка 5 и элевонов 7 в одинаковых и противоположных направлениях (в режиме работы элеронов).

Аэродинамические органы стабилизации и управления по каналу рыскания включают рули направления 9 вертикального оперения 8, смонтированного на консолях крыла 6 (фиг.2, 3, 4), и обеспечивают стабилизацию и управление КА по углу рыскания при отклонении каждого из них в одинаковых направлениях. Кроме того, рули направления 9 могут быть использованы как средство торможения КА при отклонении их в противоположных направлениях.

Спуск КА с ОИСЗ осуществляют следующим образом.

Сначала ориентируют КА на ОИСЗ газодинамическими средствами стабилизации и управления 16 КА (фиг.4), обеспечивая заданный угол наклона траектории на условной границе атмосферы. После этого аппарат совершает полет по траектории торможения и входит в плотные слои атмосферы.

Затем обеспечивают планирующий полет КА. Программная траектория полета (бортовая или обеспечиваемая наземными средствами наведения) соответствует планирующему полету КА на балансировочном угле атаки α=α_бал. При этом аэродинамическая подъемная сила уравновешивает эффективно вес КА. Программная траектория определяется относительной скоростью КА как функция расстояния до заданной точки полета. Эта функция определяет запас кинетической энергии, необходимой для достижения точки аэродромной посадки КА.

Управление продольной и боковой дальностями полета КА на балансировочном угле атаки α_бал, определяемого функцией разности между программной скоростью и фактической (измеренной), осуществляют аэродинамическими органами стабилизации и управления:

- по каналу тангажа кормовым щитком 5 и элевонами 7 стреловидного крыла 6 при отклонении их в одну сторону;

- по каналу крена также кормовым щитком 5 и элевонами 7 стреловидного крыла 6 при отклонении щитка и элевонов, работающих в режиме элеронов, в разные стороны;

- по каналу рыскания рулями направления 9 вертикального оперения 8, смонтированными на консолях стреловидного крыла 6.

На гиперзвуковых скоростях полета (числа М≥8) управление продольной и боковой дальностью осуществляют посредством отклонения преимущественно балансировочного кормового щитка 5, поскольку другие аэродинамические органы на этих скоростях полета либо мало эффективны (элевоны), либо неэффективны (рули направления).

Математическое моделирование обтекания гиперзвуковым аэродинамическим потоком КА с выявлением линий тока (огибающие векторов скоростей потока) на элементах поверхности КА показало, что для КА с заданными геометрическими параметрами λ и δ, для передней кромки стреловидного крыла реализуется характерная зависимость от угла атаки α, приведенная на фиг.6.

Из фиг.6 следует, что существует три области изменения от α:

- первая область (I) соответствует максимальному тепловому потоку при α<α₁. Характеризуется обтеканием передней кромки крыла преимущественно в осевом направлении по классической схеме;

- вторая область (II), переходная, соответствует уменьшению максимального теплового потока до его минимального значения при α₁<α<α₂. Характеризуется формированием растекания потока вдоль передней кромки крыла;

- третья область (III), автомодельная, соответствует минимальному тепловому потоку при α≥α₂. Характеризуется растеканием потока вдоль передней стреловидной кромки крыла и иллюстрируется линиями тока в поле течения по поверхности КА (фиг.5, 6). При этом касательная к линии тока в каждой точке совпадает с направлением вектора скорости в этой точке в данный момент времени.

Таким образом, характерным для этой зависимости является существование области минимального теплового потока (III), обусловленной растеканием потока вдоль передней стреловидной кромки крыла, что позволяет снизить тепловые нагрузки, действующие на стреловидное крыло при гиперзвуковых скоростях полета и выбрать оптимальный балансировочный угол атаки α_бал на этих скоростях полета.

Фиг.5, 6 и 9 позволяют определить допустимый диапазон изменения балансировочных углов атаки α_бал при управлении КА по каналу тангажа при отклонении кормового щитка 5 (δ_щ=20°, 0°, -10°) и элевонов 7 (δ_эл=const) на программные углы с реализацией тепловых потоков к передней кромке крыла, соответствующих (допустимый диапазон соответствует заштрихованной области).

Аналогично определяют диапазон изменения балансировочных углов атаки α_бал для управления КА по каналу крена. При этом кормовой щиток 5 и элевоны 7 отклоняют в разные стороны (элевоны работают в режиме элеронов).

Проведенные расчеты теплового потока q по траектории полета КА показали (фиг.10), что для КА, разработанного по предлагаемому техническому решению (поз.17) на гиперзвуковых скоростях полета обеспечивается уменьшение максимального теплового потока q к передней кромке стреловидного крыла ˜ в 2,5 раза по сравнению с КА "Буран" (поз.18), выбранного в качестве прототипа, и ˜ в 6 раз по сравнению с компоновкой, выполненной также по схеме "Буран", но одинаковой размерности с предлагаемой формой КА в уменьшенном масштабе (поз.19).

Это позволяет, с одной стороны, создать КА со стреловидным крылом, выводимый РН среднего класса типа "Зенит", "Онега", "Союз" с использованием разработанных и апробированных теплозащитных материалов для крыла КА "Буран", что исключает создание новых материалов и соответствующей технологической базы для их изготовления. С другой стороны, подчеркивает невозможность создания в настоящее время КА со стреловидным крылом по традиционной самолетной схеме, поскольку требуется разработка принципиально новых теплозащитных материалов и конструкций.

Из фиг.11 следует, что при гиперзвуковых скоростях полета (числа М≥8) обеспечивается балансировочное значение аэродинамического качества К=1,1÷1,2 и изменение коэффициента продольного момента m_z при изменении угла атаки α, необходимые для устойчивого полета КА. Приведенный диапазон изменения зависимости m_z=f(α) обусловлен отклонением балансировочного щитка и позволяет выбрать балансировочный угол атаки α_бал соответствующим гиперзвуковым скоростям полета.

При скоростях полета, отличных от гиперзвуковых (числа М<8), стабилизация и управление КА могут осуществляться как в автономном, так и совместном режиме работы приведенных аэродинамических органов управления методами, известными из области авиации [8].

Из фиг.12 следует, что при дозвуковых скоростях полета (числа М<0.6) обеспечивается балансировочное значение аэродинамического качества К=3,5-4,1 и изменение коэффициента продольного момента m_z при изменении угла атаки α, необходимые для устойчивой аэродромной посадки КА. Приведенный диапазон изменения зависимости m_z=f(α) обусловлен отклонением балансировочного щитка и элевонов и позволяет, наряду с отклонением рулей направления, выбрать балансировочный угол атаки α_бал, соответствующий дозвуковым скоростям полета.

Таким образом, разработанная аэродинамическая форма КА обеспечивает тепловые нагрузки, действующие на стреловидное крыло при гиперзвуковых скоростях полета, не превышающие допустимые максимальное балансировочное значение аэродинамического качества К=4,1 на дозвуковых скоростях полета, на гиперзвуковых скоростях - К=1,2, продольную балансировку КА на основных режимах полета за счет отклонения балансировочного щитка, элевонов и рулей направления на заданные углы, что приводит к выполнению поставленной задачи - созданию КА многократного использования для спуска с ОИСЗ с аэродромной посадкой на Землю.

При этом исключаются финансовые и производственные затраты на создание новых теплозащитных материалов за счет использования существующих теплозащитных материалов, апробированных летными испытаниями КА.

КА данного класса входит в состав орбитальных космических летательных аппаратов (КЛА), используемых для космических целей, как транспортное средство для доставки экипажей и грузов на орбитальные станции и как средство возвращения их на Землю.

Как показывает анализ, предлагаемый КА целесообразно использовать для спуска с ОИСЗ массой до 15 т, при этом реализуются компоновки КА в составе КЛА с орбитальными отсеками.

Преимуществом предлагаемого КА по сравнению с известными типа «несущий корпус» является возможность расширить выбор районов для аэродромной посадки и уменьшить время ожидания на орбите с целью обеспечения посадки в заданный район за счет улучшенных маневренных характеристик КА, а также существенно уменьшить перегрузки, действующие на космонавтов, что улучшает эксплуатационные характеристики КА.

В частном случае предложенное техническое решение может быть использовано при создании одноразового КА, предназначенного для полета по суборбитальной траектории.

Вывод предлагаемого КА на ОИСЗ, также как и КА "Клипер", может быть осуществлен РН среднего класса типа "Зенит", "Онега", "Союз" и другими РН.

Источники информации

1. Патент РФ 2213682 С2, М. кл. 7 В64G 1/62.

2. Ю.П.Семенов. Космические технологии будущего. Ж. "Новости Космонавтики", май 2004, №5 (256), том 14, стр.56-59.

3. Космонавтика, энциклопедия, (под ред. Глушко В.П.). М.: "Большая энциклопедия". 1985, стр.322.

4. Брюханов Н.А., Ваганов Н.В., Задонский С.М. и др. "Формирование облика и определение аэродинамических характеристик крылатого возвращаемого аппарата "Клипер". Материалы XVI школы-семинара "Аэродинамика летательных аппаратов". ЦАГИ, 2005 г.

5. SPECIAL SECTION: HL PERSONNEL LAUNCH SYSTEM. Jornal of Spacecraft and Rockets. V.30. Number 5. September-October, 1993, p.521-628.

6. Jshimoto and Kamita / Development of HOPE-x, April 27-28, 2005, JAXA, p.1, 5.

7. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике (под редакцией акад. B.C.Авдуевского). М.: Машиностроение, 1992, стр.358-363.

8. Космический комплекс. Многоразовый орбитальный корабль "Буран" (под ред. члена-корреспондента Ю.П.Семенова и др.). М.: Машиностроение, 1995, стр.101-103.

9. Там же, стр.101-103, стр.296-300.