Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА ОТСЕК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к области аэродинамики летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано в ракетостроении и авиации при определении и регулировании аэродинамических нагрузок, действующих на отсек, его элементы (оболочку, монтажные, технологические люки и др. элементы) и изделия (блоки полезной нагрузки, полезные грузы (ПГ), блоки автоматики системы управления и др.), размещенные в отсеке.

Известен и широко применяется в ракетостроении способ регулирования аэродинамических нагрузок (перепады давлений, приходящиеся на единицу площади конструкции), действующих на отсек ЛА, включающий изменение давления газовой среды внутри отсека, например, герметичного топливного бака [1] ракеты-носителя (РН), герметичных отсеков самолета [2] или орбитального корабля. (ОК) "Буран" [3] , выводимого ракетой-носителем (РН), по отношению к давлению на его поверхности путем вдува газовой среды в замкнутый объем при воздействии аэродинамического потока.

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.

Известен также в ракетостроении способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на отсек летательного аппарата, включающий изменение давления газовой среды внутри замкнутого объема отсека, например, космической головной части (КГЧ) РН [4] по отношению к давлению на его поверхности путем истечения газовой среды в атмосферу при воздействии аэродинамического потока.

К недостаткам этого технического решения следует отнести неупорядоченное движение газовой среды внутри отсека, обусловленное наличием технологических отверстий при существенно неравномерном распределении наружного давления по длине отсека, что приводит к неравномерному распределению перепадов давления по длине отсека. Поскольку внутри замкнутой емкости принимают значение давления, равное атмосферному [5], что снижает достоверность получения аэродинамических нагрузок.

Известен также в ракетостроении способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на отсек летательного аппарата, включающий изменение давления газовой среды внутри отсека, например отсека полезной нагрузки ОК "Буран" [6], по отношению к давлению на его поверхности путем истечения газовой среды в атмосферу при воздействии аэродинамического потока.

Это техническое решение принято авторами за прототип. Приведенное техническое решение, по сравнению с аналогами, позволяет уменьшить аэродинамические нагрузки, действующие на отсек за счет выравнивания давления внутри отсека по сравнению с наружным. К недостаткам следует отнести неупорядоченное течение газовой среды в замкнутом объеме, что приводит к понижению точности определения аэродинамических нагрузок.

Известно устройство регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на отсек ЛА, например, на герметичный топливный бак [1] РН, герметичный отсек самолета [2] или ОК "Буран" [3], содержащее оболочку отсека, систему подачи и регулирования давления газовой среды в замкнутом объеме отсека.

К недостаткам технического решения следует отнести значительные нагрузки, действующие на элементы конструкции отсека по траектории полета. 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.

Известно устройство регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на отсек ЛА, например, отсек ПГ ОК "Буран" [6], содержащее оболочку отсека, дренажные отверстия, выполненные в оболочке отсека, створки, установленные в дренажных отверстиях, привода и систему управления створками.

Это техническое решение принято авторами за прототип устройства.

Предназначенные для снижения нагрузок путем выравнивания давлений, действующих внутри и снаружи отсека, створки снабжены системой управления с приводами для закрытия и открытия дренажных отверстий по траектории полета в соответствии с фиксированной для этой траектории циклограммой работы створок. Это приводит к усложнению конструкции отсека, а также обуславливает необходимость привязки циклограммы к расчетной траектории. Тем самым снижаются эксплуатационные возможности технического решения.

Так как дренажные отверстия размещены на различных расстояниях по длине отсека, из-за неравномерности распределения давления снаружи отсека, особенно существенной при трансзвуковых скоростях полета, возможно возникновение локальных течений внутри отсека, что может привести к недопустимым нагрузкам, действующим на размещенные внутри отсека изделия, например, элементы ПГ.

Задачей изобретения является увеличение точности регулирования аэродинамических давлений по траектории полета ЛА и, как следствие, обеспечение заданных из условий прочности аэродинамических нагрузок, действующих на отсек и изделия, размещаемые в отсеке, при одновременном упрощении конструкции для осуществления способа регулирования.

Техническим результатом изобретения является:
- обеспечение заданных из условий прочности аэродинамических нагрузок, действующих на отсек и одновременно на изделия, размещаемые в отсеке, за счет изменения по траектории расхода газовой среды из отсека в локальную зону поверхности отсека;
- повышение достоверности определения аэродинамических нагрузок за счет определения давления газовой среды в отсеке по траектории полета ЛА;
- упрощение конструкции отсека за счет исключения управляемых по траектории устройств обеспечения выравнивания давлений снаружи и внутри отсека.

Технический результат достигается тем, что в предложенном способе регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на отсек летательного аппарата, включающем изменение давления газовой среды в отсеке по отношению к давлению на его поверхности путем истечения газовой среды из отсека при воздействии аэродинамического потока, согласно изобретению предварительно по траектории полета определяют изменение давления внутри отсека, а истечение газовой среды осуществляют в локальную зону поверхности отсека с наружным давлением, равным давлению внутри отсека, на режиме максимальных перепадов давлений по траектории полета ЛА.

В устройстве (вариант 1) для регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на отсек ЛА, содержащем оболочку, на боковой поверхности которой выполнено дренажное отверстие, согласно изобретению дренажное отверстие выполнено в локальной зоне поверхности отсека с заданными координатами, соответствующими минимальному градиенту изменения наружного давления по траектории полета, при этом эффективную площадь дренажного отверстия, отнесенную к объему отсека, занимаемому газовой средой, определяют из соотношения:

где S, см² - площадь дренажного отверстия,
V, м³ - объем отсека, занимаемый газовой средой,
μ - коэффициент расхода дренажного отверстия,
ΔP_вн. , кГс/см² - максимальный по траектории перепад давлений между полостью отсека и наружным давлением;
a, b, c, d - коэффициенты, зависящие от параметров траектории летательного аппарата.

В устройстве (вариант 2) для регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на отсек ЛА, в отличие от варианта 1, согласно изобретению в дренажном отверстии или его окрестности смонтировано устройство отрыва аэродинамического потока.

Устройство отрыва аэродинамического потока может быть выполнено в виде аэродинамически спрофилированной надстройки с дренажным отверстием на ее поверхности, соединенным с дренажным отверстием оболочки.

Изобретение обеспечивает заданные из условий прочности аэродинамические нагрузки, действующие на отсек по траектории полета, при повышении достоверности определения нагрузок за счет изменения давления газовой среды в отсеке и характера его изменения по траектории полета, а также определения координат и эффективной площади дренажного отверстия для достижения этих нагрузок.

Сущность изобретения поясняется на примерах решения поставленной задачи применительно к отсеку ЛА, смонтированному за головной частью РН с размещенным в нем изделием, например блоком ПГ.

На фиг. 1 и 2 приведены схемы отсека, выполненные соответственно по варианту 1 с цилиндрической частью и по варианту 2 - с конической частью отсека. Здесь же стрелками показано направление течения газовой среды.

1 - отсек;
2, 4, 6 - дренажные отверстия;
3 - расширяющаяся (сужающаяся) часть;
5 - надстройка.

На фиг. 3 приведено распределение коэффициента Cp избыточного наружного давления по длине отсека при М = 1 для этих вариантов. Здесь Cp = ΔP_нар./q, где q - скоростной напор.

На фиг. 4 приведено изменение коэффициента Cp по числам М в характерных точках отсека, выполненного в варианте 1 (тт. a, a1, a2) и в варианте 2 (тт. b, b1, b2), а также выделены зоны расположения дренажных отверстий для этих вариантов.

На фиг. 5 приведено типичное изменение по времени полета предельных перепадов ΔP, действующих на отсек, по сравнению с допустимыми ΔP_доп., а также приведены составляющие перепадов ΔP_нар., ΔP_вн. Здесь ΔP_нар.= P_нар.- P_н, ΔP_вн. = P_вн - P_н, где P_н - атмосферное давление.

На фиг. 6 приведено изменение избыточного давления внутри отсека ΔP_вн. по времени при различной относительной проходной площади дренажного отверстия S. Здесь S - площадь дренажного отверстия, отнесенная к объему отсека, занимаемому газовой средой.

На фиг. 7 приведена обобщенная зависимость максимального давления ΔP_вн. от относительной площади S.

На фиг. 8 приведены зависимости давлений P_нар., P_вн. и их перепадов, действующих на отсек, по траектории полета РН.

На фиг. 9 приведены аналогичные зависимости по траектории спуска ЛА.

Отсек РН (фиг. 1 и 2) содержит оболочку 1 с силовыми элементами, на боковой поверхности которого выполнено дренажное отверстие 2 или 4. Оболочка 1 может иметь расширяющуюся (или сужающуюся) часть 3.

По варианту 1 (фиг. 1) дренажное отверстие 2 выполнено в локальной зоне поверхности отсека (узел I) с координатами, соответствующими минимальному градиенту изменения наружного давления ΔP_нар. по траектории полета (фиг. 4, зона а1-а2).

По варианту 2 (фиг. 2) в дренажном отверстии 4, размещенном на поверхности отсека с координатами, отличными от варианта 1, установлена аэродинамически спрофилированная надстройка 5 (узел II). Надстройку выбирают из ряда надстроек, позволяющих изменять давление в локальной зоне на поверхности отсека и, следовательно, давление внутри отсека. Она может быть выполнена, например, в виде полой аэродинамической надстройки, установленной в окрестности этого дренажного отверстия (узел II, 7, 8), либо в дренажном отверстии 4 отсека (узел II, 9, 10). Ее дренажное отверстие 6 выполнено на боковой или донной поверхности надстройки и сообщено с дренажным отверстием 4 оболочки, размещенным в надстройке.

Введение надстройки обусловлено особенностью изменения эпюры ΔP_нар. по длине отсека, по которой установить локальную зону истечения газовой среды с обеспечением искомого в отсеке давления ΔP_вн. для достижения заданных перепадов ΔP по траектории, одновременно выполнив конструктивные требования, не представляется возможным, или необходимостью совместить дренажное отверстие, например, с трубопроводом системы термостатирования, который необходимо смонтировать в требуемом сечении отсека. В зависимости от особенностей распределения ΔP_нар. дренажное отверстие 4 может быть выполнено как на образующей с нулевым, так и отрицательным или положительным углом наклона ее к оси отсека.

Дренажное отверстие 4 выполняют также в локальной зоне поверхности отсека с координатами, соответствующими минимальному градиенту изменения наружного давления по траектории полета (фиг. 4, зона b-b2).

Эффективную площадь дренажных отверстий 2, 4 или 6 определяют по формуле (1).

Предлагаемый способ регулирования перепада давлений ΔP и, следовательно, аэродинамических нагрузок, действующих на отсек и его элементы по траектории полета, на боковой поверхности которого выполнено дренажное отверстие, реализуется следующим образом.

Предварительно для всего диапазона изменения чисел М известными методами (см. [7] ) определяют распределение наружного давления ΔP_нар. по длине отсека. На фиг. 3 для вариантов 1 (вар. 1) и 2 (вар. 2) иллюстрируется распределение коэффициента давления C_p по длине отсека, например, при М = 1.

Для прототипа при определении ΔP (ΔP = ΔP_нар.-ΔP_вн.), действующих на отсек, давление в отсеке по траектории полета принимают равным атмосферному ΔP_вн.= 0 (см. [6]). Тем самым снижают достоверность определения нагрузок.

Для решения поставленной задачи по результатам исследований распределения давлений при всех числах М устанавливают изменение давлений в характерных точках отсека и по нему - координаты локальной зоны, соответствующие минимальному градиенту изменения давления по траектории (фиг. 4). Из фиг. 4 следует, что этому требованию отвечают координаты зоны a1-a2 для варианта 1 и зоны b1-b2 - для варианта 2 по сравнению с изменением давлений, например, в т. a и т. b соответственно для этих вариантов.

Определяют также предельные по траектории перепады ΔP_нар. с учетом изменения углов атаки и крена. Далее, исходя из заданных ограничений по допустимым перепадам давления ΔP_доп., действующим на элементы отсека, определяют максимальные уровни перепадов ΔP_вн., необходимые для обеспечения перепадов ΔP, действующих по траектории, и не превышающие допустимые (фиг. 5). На фиг. 5 иллюстрируется изменение этих перепадов.

В соответствии с изобретением для расчетной траектории для выбранного дренажного отверстия с координатой li устанавливают также зависимости избыточного давления внутри отсека ΔP_вн. по времени полета с различной площадью дренажного отверстия S (фиг. 6). При этом ΔP_вн. определяют, используя величины давления в локальной зоне на поверхности отсека с координатой li, в месте истечения газовой среды в атмосферу с учетом интерференции с аэродинамическим потоком. Выявляют также их экстремальные значения. Из фиг. 6 следует, что зависимость ΔP_вн. от времени по траектории имеет характерный максимум, соответствующий трансзвуковым скоростям полета.

На фиг. 7 для расчетной траектории приведена установленная по результатам этих исследований обобщенная зависимость (ΔP_вн.) от S с использованием сетки зависимостей, приведенных на фиг. 6, и дано ее математическое описание в виде формулы (1). В этой формуле a, b, с, d - коэффициенты, зависящие от параметров траектории (числа М, высоты полета Н).

Для отсека, выполненного в варианте 1 (фиг. 1), изменение перепада давления ΔP осуществляют путем истечения газовой среды в локальную зону поверхности отсека через дренажное отверстие 2, при этом истечение газовой среды реализуют в зоне a1-a2 с наружным давлением ΔP_нар., равным давлению внутри отсека ΔP_вн. на режиме максимальных перепадов давлений по траектории полета.

Аналогично для отсека, выполненного в варианте 2 (фиг. 2), изменение ΔP осуществляют путем истечения газовой среды через дренажные отверстия 4 либо 6 (в зависимости от варианта надстройки), при этом истечение газовой среды реализуют в зоне b1 - b2 с наружным давлением ΔP_нар., равным давлению внутри отсека ΔP_вн. на режиме максимальных перепадов давлений по траектории полета.

В зависимости от необходимости увеличить или уменьшить ΔP_вн. по траектории истечение осуществляют через отверстия 2, 4 или 6 соответственно с большим или меньшим давлением на поверхности отсека, либо меньшей или большей площадью дренажного отверстия S.

Тем самым обеспечивают непревышение заданных максимального ΔP1 и минимального ΔP2 избыточного давлений по траектории полета и соответственно аэродинамических нагрузок, действующих на отсек и его элементы.

На фиг. 8 иллюстрируется изменение перепадов ΔP1 и ΔP2, действующих на отсек в различные моменты времени по траектории полета РН по сравнению с давлением внутри отсека P_вн. и атмосферным P_н. Данные получены для отсека с объемом газовой среды V = 50 м³, в нем выполнено дренажное отверстие 2 или 4 площадью S = 30 см².

Таким образом, по траектории полета РН реализуют заданные из условий прочности аэродинамические нагрузки, действующие на элементы отсека и размещенные в нем изделия. Одновременно повышают надежность эксплуатации элементов конструкции отсека и изделий, размещаемых в отсеке, а также упрощают конструкцию отсека за счет исключения управляемых по траектории устройств обеспечения изменения давления внутри отсека.

Техническое решение может быть использовано для регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на отсек на участке спуска ЛА. При этом в формуле (1) знак у ΔP_вн. следует изменить на противоположный. На фиг. 9 иллюстрируется изменение перепадов ΔP3 и ΔP4, действующих на отсек по сравнению с P_вн. и P_н, на участке спуска ЛА.

Техническое решение может быть использовано для определения допустимой площади технологических зазоров в местах стыка конструктивных элементов отсека между собой, используя формулу (1).

Представленное техническое решение может быть также использовано в авиации, например, в самолетостроении, при решении задач транспортировки грузов различного назначения, размещаемых в негерметичных отсеках самолета.

В настоящее время предлагаемое техническое решение внедряется на разрабатываемых предприятием ЛА и является обязательным элементом аэродинамического проектирования.

Источники информации
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. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. Под ред. акад. В. П. Мишина и проф. В.К. Карраска. -М.: Машиностроение, 1991, стр. 187-190.

5. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. Под ред. акад. В. П. Мишина и проф. В.К. Карраска. -М.: Машиностроение, 1991, стр. 290.

6. 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.

7. А. Поуп, К. Гойн. Аэродинамические трубы больших скоростей. -М.: Мир, 1968, стр. 311-316.