Патент на изобретение №2190566

(54) ВОЗВРАЩАЕМЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

(57) Реферат:

Изобретение относится к средствам возвращения полезной нагрузки, например, научного оборудования с орбиты или баллистической траектории. Предлагаемый возвращаемый аппарат содержит корпус с размещенной в нем полезной нагрузкой, парашютную систему в кормовой части корпуса и отделяемую часть стабилизирующей поверхности. При этом парашютный отсек, по форме близкий к симметричному, выполнен выступающим из плоскости отделения стабилизирующей поверхности и закреплен в этой плоскости. Параметры выступания данного отсека выбраны из соотношений: L_ц/D_м>0,7 при D_ц/D_м>0,7, где D_ц – диаметр указанного выступающего отсека, l_ц – длина выступания отсека, D_м – диаметр миделевого сечения возвращаемого аппарата после отделения стабилизирующей поверхности. Корпус указанного выступающего отсека снабжен отделяемым аэродинамическим колпаком, сопряженным с внешней торцевой поверхностью данного отсека, и механизмом отделения. Механизм отделения может быть выполнен в виде пирошнура. Изобретение позволяет обеспечить балансировку аппарата при движении в атмосфере с большими 30-90^o балансировочными углами при заданном уровне перегрузок. При этом снижается жесткость требований к разбросу массово-центровочных характеристик аппарата. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к возвращаемым (спускаемым) космическим летательным аппаратам (СЛА), применяемым для возвращения полезной нагрузки, например, научной или технической аппаратуры после проведения экспериментов в орбитальном или баллистическом полетах.

Возвращаемый космический аппарат, описанный, например, в книге “Введение в ракетную технику”, Феодосьев В.И., Синярев Г.Б., Оборонгиз, г. Москва, 1960 год, в заявке на изобретение 4892628/23 от 20.12.90г. (авторское свидетельство 1818284-В64 G 1/62), состоит из корпуса, в котором размещается спасаемое оборудование и парашютная система (парашютный отсек), связанная, как правило, с кормовой частью корпуса.

В ряде случаев для обеспечения сохранного приземления СЛА требуется резкое изменение параметров его движения в плотных слоях атмосферы, которое может быть достигнуто отделением на заданной высоте стабилизирующей части корпуса СЛА и, соответственно, изменением балансировочного угла атаки СЛА, вызывающее возрастание коэффициента лобового сопротивления. Это необходимо, например, для обеспечения требуемого скоростного режима при отделении специальных устройств (парашютных систем приземления, блоков специальной аппаратуры и др. ). Максимальное возрастание коэффициента сопротивления СЛА, а значит и эффективность его торможения, достигается при больших углах атаки (30. . . 90^o). Однако при этом существенно, в несколько раз, возрастают действующие на СЛА нагрузки торможения, что приводит к нежелательным явлениям для аппарата вплоть до потери его прочности.

Известны также устройства, например летательный аппарат, содержащий механизм отделения стабилизирующей поверхности в плотных слоях атмосферы, показанный в книге “Конструкция управляемых баллистических ракет” под редакцией проф. Синюкова А.М. (Военное издательство МО, Москва, 1969 год, стр. 133). Недостатком такого устройства является то, что тела с аэродинамической формой, близкой к конической, с малыми углами полураствора конуса 5…10^o или составной – цилиндроконической с примерно такими же углами полураствора конуса и коэффициентом удлинения, отношение длины СЛА к диаметру миделя, равным примерно 3, характеризуются монотонной зависимостью коэффициента центра давления Cd от угла атаки , при углах атаки, больших 20…40^o. Поэтому значение нужного балансировочного угла атаки такой конструкции, которое теоретически может быть получено варьированием длины отделенной части стабилизирующей поверхности корпуса СЛА, может находиться с равной вероятностью в широком диапазоне углов атаки (20. ..40^o), что приведет к неудовлетворительным параметрам движения СЛА. Обеспечение заданного значения балансировочного угла, как правило, близко к 90^o. Для такой конструкции это практически неосуществимо, т.к. незначительное отличие формы аппарата от теоретического контура или незначительный разброс значений массоцентровочных характеристик СЛА, или недостаточная точность определения положения центра давления и параметров уноса теплозащитных покрытий будут приводить к отклонению от расчетных параметров движения тем больше, чем ближе зависимость Cd=f() к постоянной.

Существенным моментом при выборе расчетных режимов полета СЛА является также учет значений перегрузок торможения аппарата при отделении стабилизирующей поверхности, т. к. от реализуемой формы аппарата в момент отделения стабилизатора зависит и уровень перегрузок, который не должен превышать допустимых значений.

Решаемая задача: создание конструкции СЛА, которая позволила бы обеспечить его балансировку при движении на заданной высоте с большими значениями балансировочных углов (30…90^o) и непревышение допустимых уровней перегрузок при полете на больших углах атаки с исключением указанных выше недостатков.

Согласно изобретению поставленная задача решается тем, что узлы систем СЛА, например парашютной системы, выполнены в форме, симметричной относительно продольной оси аппарата, и установлены в плоскости отделения стабилизирующей поверхности, а размеры выступания выбраны из предложенных соотношений. При этом корпус парашютного отсека или другой системы снабжен отделяемым аэродинамическим колпаком, сопряженным с внешней торцевой поверхностью парашютного отсека и механизмом отделения, например, пирошнуром. Жесткая связь выступающих систем с корпусом СЛА, симметричность их форм относительно продольной оси и соответствующее их выступание за плоскость отделения позволяют создать однонаправленное воздействие аэродинамических сил, возникающих на выступающем отсеке в условиях движения СЛА. Назначая размеры выступания из зависимостей, определенных на основании оптимизации параметров движения СЛА, можно добиться приемлемого градиента зависимости Cd=f() и требуемого балансировочного угла атаки в диапазоне, близком к 40^o на первом этапе торможения. Назначая размеры выступания (при необходимости) для отделения аэродинамического колпака парашютного отсека, можно добиться приемлемого градиента зависимости Cd= f() и требуемого балансировочного угла атаки в диапазоне, близком к 90^o, на втором этапе торможения, до момента введения в действие парашютной системы, а также приемлемого градиента величин перегрузок по времени операции торможения. Расчеты по определению основных соотношений, характеризующих аэродинамическую форму выступания, проведены с использованием известной теории Ньютона, при этом для расчета кормовой части вводились поправки на отрывное обтекание в соответствии с монографией: Чжен П., “Отрывные течения”, издательство “МИР”, г. Москва, 1973г.

В качестве основных соотношений геометрических параметров, определяющих конструктивное исполнение выступания, принимаются:
1) Отношение диаметра отсека выступания, характеризующего меридиональную площадь выступания за плоскость среза кормовой части, например диаметра описанной вокруг выступающих систем и конструктивных элементов окружности, к диаметру миделя СЛА после отделения части его стабилизатора – D_ц/D_м;
2) Отношение длины отсека выступания, например длины цилиндра, в котором заключены выступающие узлы систем, к диаметру миделя СЛА – D_ц/D_м. При определении диаметра отсека выступания в качестве такового может быть принят, например, и средний диаметр усеченного конуса с малым (0…10^o) углом полураствора конуса, в виде которого может быть выполнена компоновка отсека.

Взаимосвязь выбранных размеров выступания, обеспечивающая получение приемлемого градиента dCd/dx в зависимости Cd=f(x) и соответственно требуемого значения балансировочного угла на первом этапе торможения, определяется как
D_ц/D_м>0,7 при D_ц/D_м>0,7.

В качестве примера приводятся зависимости Cd=f(x) для СЛА исходной конической формы с выступанием парашютного отсека и при отделении аэродинамического колпака выступающего отсека, имеющего длину L_к, равную примерно 1/3 длины выступающего отсека, при скорости полета СЛА, характеризующейся числом М=15 (см. фиг.1). Высота отделения аэродинамического колпака на втором этапе торможения (для достижения углов атаки, близких к 90^o) определяется аэродинамическими и массоцентровочными характеристиками СЛА.

Сущность изобретения поясняется чертежом (см. фиг.2). На корпусе 1 СЛА установлены жестко на шпангоуте 2 узлы систем аппарата, например парашютный отсек 3, которые выполнены в форме, близкой к симметричной относительно продольной оси, и узел отделения 4. При этом плоскость отделения II части стабилизирующей поверхности 5 совпадает с плоскостью установки системы (со шпангоутом 2), а на внутреннем торце выступающего отсека 3 установлен аэродинамический колпак 6 с механизмом отделения колпака 7, например пирошнур с пиропатроном. После отделения стабилизирующей поверхности 5 выступание определяется предложенными соотношениями характерных размеров.

Работает устройство следующим образом. На требуемой высоте срабатывает узел отделения 4, например, по команде от радиодатчика измерения высоты, при этом отделяется часть стабилизирующей поверхности 5 СЛА, а аппарат приобретает угол атаки, близкий к 30…40^o, из-за уменьшения запаса статической устойчивости. Через заданный интервал времени, который обеспечивается, например, пиропатроном с нужным временем задержки срабатывания, после подачи на него электропитания по команде от радиодатчика срабатывает механизм отделения 7, что обеспечивает сброс колпака 6 и дальнейшее увеличение балансировочного угла атаки СЛА до 80…90^o за счет дополнительного уменьшения запаса статической устойчивости аппарата на больших углах атаки. При этом происходит эффективное торможение СЛА с приемлемым градиентом нарастания перегрузок и снижение скорости его до значений, приемлемых для ввода парашюта.

Использование предложенного устройства, например, в возвращаемом космическом летательном аппарате с целью его спасения позволяет надежно обеспечить приемлемые скоростные режимы для ввода парашютной системы за счет эффективного торможения на балансировочных углах атаки аппарата, близких к 30… 40^o, достигаемых на первом этапе торможения за счет отделения стабилизирующей юбки, и на балансировочных углах атаки, близких к 80…90^o, достигаемых на втором этапе торможения за счет отделения аэродинамического колпака выступающего отсека. При этом последовательное увеличение углов атаки на первом и втором этапах торможения позволяет значительно, как показывают расчеты, в два-три раза уменьшить градиент нарастания поперечных нагрузок, действующих на аппарат в процессе эффективного торможения. Последнее является важным фактором при обеспечении сохранного приземления космического аппарата с возвращаемой научной аппаратурой.

Проектные проработки, проведенные по конструкциям СЛА различного назначения, показали, что для ряда аппаратов примененные устройства с предложенными отличительными признаками значительно повышают качественные показатели систем приземления (уменьшение механических нагрузок на СЛА и соответственно меньшие массогабаритные характеристики систем, обеспечивающих спуск аппарата).

Формула изобретения

1. Возвращаемый космический летательный аппарат, содержащий корпус с размещенной в нем полезной нагрузкой, связанную с кормовой частью корпуса парашютную систему, отделяемую часть стабилизирующей поверхности, выполненный по форме, близкой к симметричной, отсек, выступающий из плоскости отделения стабилизирующей поверхности и закрепленный в этой плоскости, отличающийся тем, что размеры выступания указанного отсека выбраны из соотношений
L_ц/D_м>0,7 при D_ц/D_м>0,7,
где D_ц – диаметр указанного выступающего отсека;
L_ц – длина выступания отсека;
D_м – диаметр миделевого сечения летательного аппарата после отделения стабилизирующей поверхности,
причем корпус указанного выступающего отсека снабжен отделяемым аэродинамическим колпаком, сопряженным с внешней торцевой поверхностью данного отсека, и механизмом отделения.

2. Космический летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что указанный выступающий отсек является парашютным отсеком, а механизм отделения выполнен в виде пирошнура.

РИСУНКИ

MM4A – Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 12.02.2008

Извещение опубликовано: 10.01.2010 БИ: 01/2010