Результат интеллектуальной деятельности: ОТСЕК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области аэродинамики летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано в ракетостроении и авиации при определении аэродинамических нагрузок, действующих на отсек и его элементы (изделия, размещаемые в отсеке, оболочку, монтажные, технологические люки и др. элементы).

Известен отсек ЛА, выполненный, например, в виде герметичного топливного бака РН [1], герметичных отсека самолета [2] или орбитального корабля (ОК) "Буран" [3], содержащий оболочку отсека, систему подачи и регулирования давления газовой среды в замкнутом объеме отсека.

Согласно этим техническим решениям в отсеке реализуют положительное, по отношению к наружному, избыточное давление газовой среды, необходимое для наддува герметичных бака, отсека или модуля ЛА, что приводит к значительным нагрузкам, действующим на элементы конструкции отсека по траектории полета ЛА.

К тому же для обеспечения требуемого давления в герметичном отсеке устанавливают систему наддува и регулирования по заданной программе изменения давления для штатного функционирования отсеков, что приводит к увеличению веса его конструкции.

Известен также отсек ЛА, например отсек самолета [4] или отсек полезного груза (ПГ) ОК "Буран" [5], содержащий оболочку, на боковой поверхности которого выполнены дренажные отверстия, систему регулирования давления в отсеке, выполненную в виде клапанов (самолет) или створок (ОК), привода с элементами управления клапанами или створками.

Техническое решение [5] принято авторами за прототип.

Приведенное техническое решение позволяет уменьшить аэродинамические нагрузки, действующие на отсек и его элементы, в том числе и изделия, размещенные в отсеке.

К недостаткам следует отнести неупорядоченное течение газовой среды в замкнутом объеме из-за переменного по времени полета и неравномерного по поверхности корпуса ЛА давления, что приводит к понижению точности определения аэродинамических нагрузок. К тому же наличие клапанов или створок с системой их управления приводит к усложнению конструкции отсека.

Задачей изобретения является разработка средств уменьшения аэродинамических давлений, действующих на изделия, размещаемые в отсеке ЛА, при упрощении конструкции отсека.

Техническими результатами изобретения являются:
- обеспечение заданных из условий прочности аэродинамических давлений, действующих на изделия, размещаемые в отсеке, и одновременно на оболочку отсека ЛА;
- определение эффективной площади проходных сечений в оболочках отсека;
- упрощение конструкции отсека за счет исключения устройств и системы управления этими устройствами для регулирования давления в отсеке.

Задача решается тем, что в предложенном отсеке ЛА, содержащем оболочку с силовыми элементами, на боковой поверхности которой выполнено дренажное отверстие, изделия, размещенные в отсеке, согласно изобретению изделия заключены в дополнительные оболочки, закрепленные к оболочке отсека, и в каждой из них выполнены дренажные отверстия, при этом эффективную площадь дренажных отверстий, отнесенную к объему газовой среды, заключенной в оболочке, определяют из соотношения:

где S_i, [см²] - проходная площадь i-го дренажного отверстия,
ΔP_j,j-1, [кгс/см²] - максимальное по траектории избыточное давление в j-ой по отношению к j-1 оболочке,
V_j,[м³] - объем газовой среды в j-ой оболочке,
i - порядковый номер дренажного отверстия (при i=1 отверстие выполнено в оболочке отсека),
j - порядковый номер оболочки (при j=1 отсек сообщен с атмосферой),
μ_i - коэффициент расхода i-го дренажного отверстия,
n - количество оболочек (n=1 соответствует объему отсека),
a, b,c,d - коэффициенты, зависящие от параметров траектории летательного аппарата и аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади отверстий в оболочках от максимального по траектории перепада давления в каждой последующей оболочке по отношению к предыдущей, причем для наружной оболочки - по отношению к давлению в локальной зоне вокруг отверстия на поверхности этой оболочки.

Сущность изобретения поясняется на примере решения поставленной задачи применительно к отсеку ЛА, выполненному в виде переходного отсека PH с размещенными в нем приборами управления системы автоматики, заключенными в дополнительную оболочку.

На фиг. 1 приведена схема отсека и показаны его основные элементы, где
1 - оболочка отсека;
2 - дренажное отверстие, выполненное в оболочке отсека;
3 - изделия, размещенные в отсеке;
4 - дополнительная оболочка;
5 - дренажное отверстие, выполненное в дополнительной оболочке отсека.

Здесь же стрелками показано направление течения газовой среды.

На фиг. 2 приведено изменение избыточного давления ΔP₁ газовой среды в первой оболочке (j=l) отсека по отношению к атмосферному P_H (j = 0) по времени полета для различной относительной площади дренажного отверстия где
, V=V₁+V₂,
S₁ - проходная площадь дренажного отверстия в оболочке отсека;
V - объем газовой среды отсека;
V₁ - объем газовой среды в первой оболочке (j=1) отсека;
V₂ - объем газовой среды во второй оболочке (j=2) отсека.

На фиг. 3 приведены аналогичные зависимости изменения избыточного давления P₂ газовой среды во второй оболочке (j = 2) по отношению к давлению P₁ (j = 1) для различной относительной площади где

V₂ - объем газовой среды во второй оболочке (j = 2) отсека.

На фиг. 4 приведена обобщенная зависимость максимального по траектории перепада давления ΔP_j,j-1 от относительной эффективной площади дренажных отверстий, выполненных в оболочках, где

Здесь же приведено сравнение с допустимыми перепадами ΔP_1,0доп и ΔP_2,1доп.

На фиг. 5 приведены зависимости давлений P₁, P₂ и их перепадов ΔP₁ и ΔP₂ по отношению к атмосферному давлению P_H по траектории полета PH.

На фиг. 6 приведены аналогичные зависимости по траектории спуска ЛА.

Отсек PH (фиг. 1) содержит оболочку 1 с силовыми элементами, на боковой поверхности которой выполнено, по крайней мере, одно дренажное отверстие 2, изделия 3, размещенные в отсеке. Изделия заключены в дополнительную оболочку 4, закрепленную к оболочке отсека, и в каждой из них выполнены дренажные отверстия 5. Эффективную площадь дренажных отверстий S_i· μ_i, отнесенную к объему газовой среды в оболочке отсека, определяют из соотношения по формуле (1). При этом коэффициент расхода μ_i определяют экспериментально в зависимости от формы проходного сечения и режима течения газа. Приближенно он может быть оценен по известной методике [6] в зависимости от геометрических параметров отверстия при турбулентном режиме течения газовой среды.

При полете по траектории газовая среда из объема V₂, ограниченного дополнительной оболочкой 4, вытекает через дренажное отверстие 5, выполненное в этой оболочке в объем V₁, ограниченный оболочкой 1 и дополнительной оболочкой 4, и далее - через дренажное отверстие 2, выполненное в оболочке отсека, в наружную среду с атмосферным давлением P_H. На фиг. 1 стрелками показано направление течения газовой среды.

В зависимости от необходимости увеличить или уменьшить давление в объеме дополнительной оболочки 5 истечение осуществляют через дренажное отверстие 5 с меньшей или большей площадью S₂ либо большим или меньшим давлением P₁ в отсеке. Одновременно обеспечивают допустимые давления по траектории полета.

Тем самым расширяют эксплуатационные возможности отсека за счет эксплуатации изделий различного назначения без их доработки. Одновременно упрощают конструкцию отсека за счет исключения системы управления створками.

При этом для первой оболочки отсека с дренажным отверстием с заданной координатой 1_i устанавливают зависимости избыточного давления внутри отсека ΔP₁ (ΔP₁=P₁-P_H) по времени полета для различной площади дренажного отверстия S₁ (фиг. 2). ΔP₁ определяют, используя величины давления в локальной зоне на поверхности отсека с координатой 1_i, в месте истечения газовой среды в атмосферу, с учетом интерференции с аэродинамическим потоком. Выявляют также их максимальные значения (тт. 1,2,3).

Далее, в соответствии с изобретением для выбранного S₁ устанавливают также зависимости избыточного давления во второй оболочке отсека по времени полета с различной площадью дренажного отверстия S₂ (фиг. 3). При этом площадь дренажного отверстия S₂ относят к объему V₂ второй оболочки отсека. Выявляют также их максимальные значения (тт. 4, 5, 6, 7).

Из фиг. 2 и 3 следует, что зависимости ΔP₁ и Δ P₂ от времени по траектории имеет характерный максимум, соответствующий трансзвуковым скоростям полета.

Используя данные, приведенные на фиг. 2 и 3, для расчетной траектории устанавливают зависимость максимального по траектории перепада давления ΔP_j,j-1 от эффективной площади S_i (фиг. 4).

Формула (1) содержит математическое описание полученной зависимости, аппроксимирующей максимальные значения перепадов давления на оболочках по отношению к давлению на поверхности этих оболочек по траектории полета. В этой формуле a, b, с, d - коэффициенты, зависящие от параметров траектории (числа М, высоты полета Н).

Используя полученные зависимости (фиг. 4) и сравнивая давления в оболочках с допустимыми перепадами ΔP_1,0доп и ΔP_2,1доп, получают значения эффективной площади проходных сечений в оболочках отсека.

Таким образом, с учетом допустимых перепадов реализуют заданные из условий прочности давления, действующие на размещенные в нем изделия и элементы отсека по траектории полета PH.

На фиг. 5 иллюстрируется изменение давлений в оболочке P₁, дополнительной оболочке P₂ и перепадов Δ P₁, Δ P₂ по сравнению с атмосферным давлением P_H в различные моменты времени по траектории полета PH.

Расчеты показали, что для отсека с объемом газовой среды V = 80 м³ и объемом в дополнительной оболочке V₂ = 2 дм³ необходимо выполнить дренажное отверстие 2 с площадью S₁ = 800 см² и отверстие 5 с площадью S₂ = 8 см².

Техническое решение может быть использовано для регулирования давлений в отсеке на участке спуска ЛА. При этом в формуле (1) знак перед ΔP_j,j-1 следует изменить на противоположный. На фиг. 6 иллюстрируется изменение давлений и соответствующих им перепадов на участке спуска ЛА.

В авиации представленные технические решения целесообразно также использовать, например, при решении задач транспортировки грузов различного назначения, размещаемых в контейнерах негерметичных отсеков самолета.

В настоящее время на предприятии разрабатывается техническая документация для внедрения предлагаемого технического решения на ЛА различного назначения.

Литература.

1. Космонавтика. Энциклопедия. Под ред. В.П. Глушко. М.: Сов. Энциклопедия, 1985, стр. 339.

2. Авиация. Энциклопедия. М.: ЦАГИ, 1994, стр. 397.

3. Космический комплекс. Многоразовый орбитальный корабль "Буран". Под ред. Ю. П. Семенова, Г.Е. Лозино-Лозинского, В.Л. Лапыгина, В.А. Тимченко. М.: Машиностроение, 1995, стр. 223- 225.

4. Aircraft pressurization outflow valve. Floyd R. Emmons, патент США N 3,426,984, Feb. 11, 1969.

5. Космический комплекс. Многоразовый орбитальный корабль "Буран". Под ред. Ю.П. Семенова, Г.Е. Лозино-Лозинского, В.Л. Лапыгина, В.А.Тимченко. М.: Машиностроение, 1995, стр. 148-150.

6. И. Е. Идельчик. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. М.: Машиностроение, 1975, стр. 28-31, 147-149.