Результат интеллектуальной деятельности: ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

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.