МНОГОРАЗОВАЯ ВОЗВРАЩАЕМАЯ СТУПЕНЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться для создания возвращаемых многоразовых крылатых ступеней ракет-носителей.

Из патентной литературы известно техническое решение, выбранное 'в качестве прототипа, где многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит установленное на корпусе прямое поворотное крыло с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета, с размещенной в нем топливной системой с топливом, обеспечивающей работу двигателей возврата (см. патент РФ №2148536, кл. B64G, 1/14 от 26.10.1999 г.).

Недостатками этого технического решения являются.

При полете летательного аппарата с прямым крылом возможно возникновение самовозбуждающихся колебаний в крыле (флаттер).

При спуске - торможении наветренная поверхность крыла и особенно его носовая часть подвергается интенсивному нестационарному нагреву с большими градиентами температуры как по глубине, так и по наружной поверхности конструкции крыла. Нагрев снижает прочностные характеристики материалов конструкции, а неравномерный нагрев приводит к возникновению дополнительных температурных напряжений и короблению конструкции.

Также, на этапе выведения, когда крыло находится в положении вдоль оси ступени, на конструкцию крыла действует высокое давление (определяемое длиной бака, по размаху крыла и перегрузкой вдоль оси ступени, достигающей четырех и более единиц) топлива, находящегося в нем, что утяжеляет конструкцию крыла.

Задачей, на решение которой направлено данное изобретение является создание многоразовой возвращаемой ступени, в которой исключаются вышеуказанные недостатки.

Техническим результатом данного изобретения является улучшение противофлаттерных характеристик крыла, уменьшение температуры, температурных деформаций и температурных напряжений в конструкции крыла, повышение надежности, уменьшение массы и стоимости изготовления конструкции.

Этот технический результат достигается тем, что в многоразовой возвращаемой ступени ракеты-носителя, содержащей установленное на корпусе прямое поворотное крыло с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета, топливную систему с топливом, обеспечивающую работу двигателей возврата, где топливная система с топливом для двигателей возврата размещена в передней части крыла, в носке крыла, по всему его размаху в отсеках, образованных отделенными друг от друга сплошными перегородками по нервюрам, с расположением центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака, при этом в зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла в нем установлена отделяющая топливо от носка крыла наклонная теплоизолированная стенка, а сам носок в этой зоне выполнен из жаропрочного материала в виде отдельных секций, шарнирно прикрепленных к силовым панелям по своим концам, с возможностью свободного деформирования при нагреве.

Предлагаемое устройство поясняется более подробно с использованием схемных чертежей, где на:

- фиг. 1 показан общий вид многоразовой возвращаемой ступени ракеты-носителя;

- фиг. 2 показана схема крыла с расположением зон топлива;

- фиг. 3 показана схема секции носка крыла.

Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя 1 содержит установленное на корпусе прямое поворотное крыло 2 с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения 3 и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета 4, топливную систему 5 с топливом 6, обеспечивающую работу двигателей возврата 7. Топливо для двигателей возврата размещено в передней части крыла, в том числе и в носке крыла 8, по всему размаху в отсеках, образованных отделенными друг от друга по нервюрам сплошными перегородками 9, с расположением центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака 10, при этом в зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла 11 топливо отделено от носка крыла наклонной теплоизолированной 12 стенкой 13, а сам носок в этой зоне выполнен из жаропрочного материала в виде отдельных секций 14, шарнирно 15 прикрепленных к силовым панелям 16 по своим концам, с возможностью свободного деформирования при нагреве.

Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя с установленным на корпусе прямым поворотным крылом на этапе выведения, спуска и возвратного полета подвергается воздействию различных нагрузок (аэродинамических, тепловых, вибрационных, акустических и др.).

При возвратном полете ступени с прямым крылом возможно возникновение самовозбуждающихся колебаний в крыле (флаттер).

При спуске - торможении наветренная поверхность крыла и особенно его носовая часть подвергается интенсивному неравномерному нестационарному нагреву. Нагрев снижает прочностные характеристики материалов конструкции, а неравномерный нагрев приводит к возникновению дополнительных температурных напряжений и короблению конструкции.

На этапе выведения, когда крыло находится в положении вдоль оси ступени, на конструкцию крыла действует высокое давление топлива, находящегося в нем (давление определяется длиной бака, по размаху крыла, и перегрузкой вдоль оси ступени, достигающей четырех и более единиц).

Данное изобретение уменьшает негативное воздействие этих факторов. Размещение топлива для двигателей возврата в передней части крыла, в том числе и в носках крыла по всему размаху:

- смещает вперед линию центров тяжести сечений крыла, сближая ее с линией его центров жесткости и с линией его центров давления (фокусом), что существенно улучшает противофлаттерные характеристики крыла. При совмещении центров тяжести с центрами жесткости или с фокусами крыла флаттер невозможен;

- уменьшает температуру конструкции наиболее нагреваемой передней части крыла, за счет большой теплоемкости топлива, находящегося в нем, что снижает температурные деформации и температурные напряжения в конструкции и, следовательно, снижает массу конструкции,

- позволяет использовать для панелей передней части крыла и даже носков крыла высокопрочные технологичные алюминиевые сплавы, снижающие массу конструкции и стоимость ее изготовления.

При размещении топлива в отсеках, образованных отделенными друг от друга сплошными перегородками по нервюрам уменьшается давление топлива в отсеках, что снижает массу конструкции.

Расположение центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака уменьшает разбежку центровки ступени при вырабатывании топлива.

Отделение топлива от носка наклонной теплоизолированной стенкой в локальной зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла (зона падения на крыло ударной волны от носового обтекателя корпуса ступени, тепловые потоки к носку в этой зоне возрастают в два и более раз):

- предотвращает перегрев топлива, прилегающего непосредственно к поверхности носка, с образованием паровой фазы и смолистых веществ (уменьшение теплоотвода от стенки носка паровой фазой топлива может привести к прогару носка крыла, а образование смолистых веществ может нарушить работу топливной системы);

- наклон стенки с теплоизоляцией минимизирует размеры горячего носка и разницу температур на его поверхности, что уменьшает его массу, температурные деформации и температурные напряжения в нем.

Выполнение носка из жаропрочного материала в виде отдельных секций, шарнирно прикрепленных к силовым панелям по своим концам, дает возможность конструкции носка свободно деформироваться при нагреве этой зоны и уменьшает температурные деформации и температурные напряжения в нем.

Благодаря такому выполнению многоразовой возвращаемой ступени достигается поставленный технический результат, а именно:

- улучшение противофлаттерных характеристик крыла;

- уменьшение температуры, температурных деформаций и температурных напряжений в конструкции крыла;

- повышение надежности;

- уменьшение массы конструкции;

- уменьшение стоимости изготовления конструкции.