×
01.03.2019
219.016.cdb3

ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к устройствам для улучшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, преимущественно ракет-носителей (РН). Предлагаемый обтекатель имеет коническую носовую часть (1), цилиндрический отсек (2), задний переходник (3) последней ступени (4) РН. Обтекатель снабжен проницаемыми, в частности пористыми, обечайкой (5) и вставкой (6), которые демпфируют колебания давления (в зонах отрыва потока). В предпочтительном варианте носовая часть (1) выполнена биконической, причем первый конус (7) имеет угол полураствора 25°-35°, а второй (8) 13°-25°. Длина первого конуса составляет 0.2-0.25 от общей длины носовой части (1). Длины обечайки (5) и вставки (6) составляют, каждая, не менее 0,11 длины цилиндрического отсека (2). Общая длина данного отсека превышает его диаметр не менее чем в 1,11 раз. На переходнике (3) могут быть выполнены разделительные ребра из проницаемого или гасящего пульсации давления материала. Техническим результатом изобретения является снижение аэродинамических, особенно нестационарных, нагрузок на головную часть РН, вызванных пульсациями давления в отрывных зонах, возникающих за изломами образующих поверхности обтекателя. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам для улучшения аэродинамических характеристик ракет-носителей (РН) и других летательных аппаратов (ЛА).

Данные телеметрической информации, полученные при выведении ракет-носителей на орбиту, свидетельствуют о том, что на трансзвуковом участке траектории возникают нестационарные аэродинамические нагрузки, что отмечалось также при экспериментальных исследованиях в аэродинамических трубах. В работе [1] (Engblom) проведены расчеты трехмерного обтекания корпуса ракеты Титан IV с целью идентификации источников больших вибрационных нагрузок и предложен механизм автоколебаний, включающий генерацию вихревых дорожек, аналогичных дорожке Кармана, и их распространение вдоль корпуса ракеты. Сравнение расчетных и телеметрических данных показало хорошее согласие как по частоте, так и по амплитуде колебаний. Более подробный анализ, выполненный Dotson & Engblom [2] путем анимации результатов расчетов показал, что механизм генерации вихревых дорожек является весьма сложным и обусловлен скорее не отрывом пограничного слоя, а эффектом изменения кривизны линий тока в невязкой области и возникающими при этом бифуркациями течения.

В книге Петрова [3] приводится обширный экспериментальный материал и анализируются суммарные и локальные аэродинамические нагрузки, характерные для различных компоновок транспортных космических систем в условиях эксплуатационных режимов полета. В частности, представлены некоторые схемы обтекания и амплитудно-частотные характеристики, связанные с периодическим чередованием срыва и присоединения потока к поверхности обтекаемого тела. Вместе с тем фундаментальные причины возникновения бафтинга не затрагиваются и нет рекомендаций по оптимальным формам головных обтекателей, которые могли бы минимизировать нестационарные эффекты.

Известны конусоцилиндрические обтекатели-наконечники Ведерникова со звездообразными ребрами на конусе [4, 5], которые предназначены для снижения сопротивления, но не позволяют минимизировать боковые нагрузки на обтекатели, особенно пульсационные, возникающие в отрывных зонах на боковой поверхности и на донном переходнике.

Известен головной обтекатель ракеты-носителя, состоящий из носовой конической части, цилиндрического отсека и донного переходника [6], который по своему исполнению наиболее близок к предложению авторов и может быть принят за прототип предложенного изобретения. Однако данный обтекатель, как и описывает его автор, не обеспечивает устранения нестационарных нагрузок на ракету-носитель, не носит универсального характера для ракет разного класса и типа. В частности, при удлинениях цилиндрического отсека в пределах 0.4-≤1.0 наблюдаются взаимодействия нестационарных зон отрыва, возникающих за передней угловой кромкой и на донном переходнике за задней угловой кромкой. При этом площадь распространения нестационарных нагрузок велика, что подтверждается также другими исследователями [7-9].

Целью данного изобретения является снижение аэродинамических - нагрузок на головную часть ракеты, первый стыковочный узел и прилегающую часть последней ступени РН, особенно нестационарных, вызванных пульсациями давления в отрывных зонах, возникающих за изломами образующих, что ведет к улучшению аэродинамических характеристик ракеты.

Сущность изобретения поясняется фигурами 1 и 2, где на фиг.1 изображена общая схема выполнения обтекателя, на фиг.2 - вид сзади на донный переходник от обтекателя к последней ступени РН.

Головной обтекатель состоит из конической носовой части 1, цилиндрического отсека 2, заднего переходника 3 от головного обтекателя к последней ступени 4. Носовая часть 1 состоит из двух конусов 7 и 8. Цилиндрический отсек снабжен в донной части проницаемой обечайкой 5, которая установлена заподлицо с внешней поверхностью цилиндрического отсека 2 и имеет возможность перемещения вперед-назад, съема или сброса в процессе полета с помощью пирозамков. В районе стыка носовой части 1 с цилиндрическим отсеком 2 (за угловой кромкой, где реализуется первая отрывная зона) выполнена проницаемая (пористая, перфорированная) или деформируемая (демпфирующая) вставка 6 (например, из пористой резины, пьезоактивного материала и т.п.). Аналогично может быть выполнена и обечайка 5. Переходник 3 выполнен с разделительными ребрами 9, которые уменьшают перетекание газа с наветренной стороны (при угле атаки, который может иметь ракета по траектории полета, например, из-за скоса потока, ветровых нагрузок и т.п.). Если же ребра выполнять из деформируемого или пористого материала, то они аналогично вставке 6 и обечайке 5 будут способствовать гашению пульсаций давления в отрывной зоне над переходником 3.

На основании анализа многочисленных экспериментальных и теоретических исследований, проведенных в ЦНИИмаш авторами, были определены оптимальные соотношения геометрических параметров головных обтекателей РН различного класса и назначения. Предложение позволило существенно снизить протяженность отрывных зон, уровень нестационарных давлений в них, исключить взаимодействие между передней и задней отрывными зонами (на элементах 5 и 6), что при других геометрических характеристиках обтекателей (особенно при отнесенной к диаметру длине цилиндрического отсека L/D<1.11) приводило к бафтингу. Введение пористой обечайки 5, в частности перфорированной, относительной длиной 0.11 (отнесенной к диаметру цилиндрического отсека) позволяет достигнуть оптимальной длины без существенного увеличения массовых и габаритных характеристик РН, позволяет легко варьировать эту длину за счет перемещения, съема или сброса и одновременно гасить пульсации давления, т.к. при указанной выше длине вставки 5 снижается интенсивность скачка над ней и уменьшается протяженность зоны отрыва в этой области на цилиндрическом отсеке 2. Аналогично работает и вставка 6.

Для снижения сопротивления желательно выполнение конической носовой части 1 с минимальным углом полураствора, что, однако, приводит к неоправданному его удлинению. Уменьшить длину и снизить интенсивность и протяженность зоны отрыва, как показали исследования авторов, позволило выполнение носовой части в виде биконуса, первый конус 7 которого имеет углы 25°-35°, а второй 8-13°-25°. В предельном случае это приводит к одинарному конусу с углом полураствора 25°. При этом первый конус 7 имеет длину в пределах 0.2-0.25 от общей длины носовой части.

Эффект гашения пульсаций, как показали исследования, достигается, когда наружная поверхность обечайки 5 и вставки 6, выполненные из пористой резины или пьезоактивного материала, в которых под воздействием возникающих в отрывных зонах пульсаций давления генерируются ответные деформации материала, гасящие пульсации давления.

Источники информации

1. Engblom W.A. Numerical simulation of Titan IVB transonic buffet environment, J. of Spacecraft and Rockets, v. 40, №5, 2003.

2. Dotson K.W., Engblom W.A. Votex-induced vibration of a heavy-lift launch vehicle during transonic flight, J. of Fluids and Structures, v. 19, p.669 - 680, 2004.

3. Петров К.П. Аэродинамика транспортных космических систем, М., 2000., с.368.

4. SU 1782219 A3 B64C 23/00, G01M 9/08, 1990.

5. SU 1826415 A1 B64C 23/00, G01M 9/08, 1992.

6. Дядькин А.А. Особенности аэродинамики надкалиберных головных частей ракет-носителей, Космонавтика и ракетостроение, №17, 1999, с.131-135.

7. J.Spacecraft and Rockets, v. 29, №3, may-june, 1992, p.379-384.

8. J.Spacecraft and Rockets, v. 32, №1, 1995, p.55-59.

9. Головной обтекатель, Энциклопедия «Космонавтика», Гл. ред. В.П. Глушко, М. - Сов. Энциклопедия, 1985, с.85.

1.Головнойобтекательракеты-носителя,состоящийизконическойносовойчасти,цилиндрическогоотсекаидонногоконическогоилиступенчатогосужающегосяпереходника,отличающийсятем,чтоонснабженсбрасываемойилисдвигаемойпроницаемойобечайкой,установленнойзаподлицосцилиндрическимотсекомпередуказаннымдоннымпереходником,приэтомобщаядлинацилиндрическогоотсекаиобечайки,отнесеннаякихдиаметру,составляетвеличинунеменее1,11.12.Головнойобтекательпоп.1,отличающийсятем,чтопроницаемаяобечайкавыполненаперфорированнойиимеетдлинунеменее0,11длиныцилиндрическогоотсека.23.Головнойобтекательпоп.1,отличающийсятем,чтопроницаемаяобечайкасодержитвсвоемсоставематериал,гасящийпульсациидавления,иливыполненаизуказанногоматериала.34.Головнойобтекательпоп.1,отличающийсятем,чтодонныйпереходникснабженпродольнымиребрами,выполненнымиизпроницаемогоилигасящегопульсациидавленияматериала.45.Головнойобтекательпоп.2или3,отличающийсятем,чтоцилиндрическийотсекврайонестыкасконическойносовойчастьюснабженвставкой,выполненнойаналогичноуказаннойпроницаемойобечайке.56.Головнойобтекательпоп.1,отличающийсятем,чтоуказаннаяносоваячастьвыполненабиконическойформы.67.Головнойобтекательпоп.6,отличающийсятем,чтоуголполурастворапервогоизконусовравен25-35°,авторого13-25°.78.Головнойобтекательпоп.6,отличающийсятем,чтодлинапервогоизконусовсоставляет0.2-0.25отобщейдлиныконическойносовойчасти.89.Головнойобтекательпоп.5,отличающийсятем,чтонаружнаяповерхностьвставкииобечайкивыполненаизпористойрезины.910.Головнойобтекательпоп.5,отличающийсятем,чтообечайкаивставкавыполненыизпьезоактивногоматериала.10
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 71.
10.03.2013
№216.012.2edb

Способ повышения надежности изделий (варианты)

Изобретение относится к области машиностроения, к авиационно-космической технике и может быть использовано при создании различного класса изделий. Техническим результатом является упрощение решений по повышению надежности изделий. Способ включает определение зависимости интенсивности отказов δ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477526
Дата охранного документа: 10.03.2013
20.04.2013
№216.012.365d

Способ сохранения герметичности космического аппарата при столкновении с высокоскоростными телами и устройство для его реализации (варианты)

Изобретения относятся к области ракетно-космической техники и могут быть использованы для обеспечения безопасности и надежности космических аппаратов при воздействии на них высокоскоростных тел естественного или искусственного происхождения. Корпус космического аппарата (КА) состоит из не менее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002479470
Дата охранного документа: 20.04.2013
27.04.2013
№216.012.39e7

Способ размещения космического аппарата на геостационарной орбите и устройство для его реализации

Группа изобретений относится к способу размещения космического аппарата на геостационарной орбите в неэкваториальной плоскости и к устройству для его реализации. Способ заключается в том, что космический аппарат выводят в точку околоземного пространства с заданными географической широтой и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480384
Дата охранного документа: 27.04.2013
27.04.2013
№216.012.3ba8

Способ повышения отказоустойчивости изделий (варианты)

Способ повышения отказоустойчивости изделия и его составных частей (СЧ) заключается в определении интенсивности отказов, вероятности работоспособного состояния изделия и его ресурса, устранении неисправностей, выборе и применении конструктивных, схемных решений изделия и его составных частей....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480833
Дата охранного документа: 27.04.2013
27.08.2013
№216.012.63e5

Способ изменения траектории движения опасного космического тела (варианты)

Изобретения относятся к области обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом (ОКТ). Способ заключается в том, что после обнаружения и определения характеристик ОКТ выводят на траекторию встречи с ним космический аппарат (КА)-носитель. КА-носитель содержит блок...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491210
Дата охранного документа: 27.08.2013
20.09.2013
№216.012.6b10

Способ управления спуском космического аппарата в атмосфере планет

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске космического аппарата (КА) в атмосфере планет. В процессе спуска КА измеряют температуру (Т), скорость (первая производная Т') и ускорение (вторая производная Т") изменения Т нагрева КА в критической области. Если...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493059
Дата охранного документа: 20.09.2013
20.09.2013
№216.012.6c68

Способ подготовки внутренней поверхности корпуса ракетного двигателя перед заливкой смесевого топлива

Предлагаемый способ относится к ракетной технике и предназначен для подготовки внутренней поверхности корпуса твердотопливного ракетного двигателя перед заливкой в корпус смесевого топлива. При подготовке внутренней поверхности корпуса перед заливкой смесевого топлива наносят на внутреннюю...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493403
Дата охранного документа: 20.09.2013
20.12.2013
№216.012.8e58

Способ динамического контроля тупиковых ситуаций инфокоммуникационной системы и устройство для его осуществления

Изобретения относятся к области динамического контроля тупиковых ситуаций и могут быть использованы в системах автоматики, связи и вычислительной техники (инфокоммуникации), преимущественно в ракетно-космической технике, в космическом и наземном секторах управления. Технический результат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002502123
Дата охранного документа: 20.12.2013
10.02.2014
№216.012.9e33

Способ обеспечения управления полетами космических аппаратов

Изобретение касается обеспечения управления полетами автоматических и пилотируемых космических аппаратов (КА). Оно может быть использовано при создании и развертывании центров управления полетами существующих и перспективных КА. Способ заключается в планировании и инициировании программных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506207
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.03.2014
№216.012.aa6f

Способ контроля тупиковых ситуаций инфокоммуникационной системы и устройство для его осуществления

Изобретение относится к области контроля тупиковых ситуаций в системах автоматики, связи и вычислительной техники (инфокоммуникации), преимущественно в ракетно-космической технике, в космическом и наземном сегментах управления. Технический результат изобретения заключается в повышении...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002509346
Дата охранного документа: 10.03.2014
Показаны записи 1-1 из 1.
10.05.2016
№216.015.3c4b

Способ определения координат места пробоя корпуса гермоотсека космического объекта частицей природного или техногенного происхождения и устройство для его реализации

Группа изобретений относится к методам и средствам защиты космических объектов от высокоскоростных метеоритных или техногенных частиц. Способ осуществляют устройством в виде набора акустических датчиков (АКД), подключенных к измерительно-расчетному блоку, и высокочастотных антенн. Последние...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002583251
Дата охранного документа: 10.05.2016
+ добавить свой РИД