корпус космического аппарата для спуска в атмосфере планеты

Формула изобретения

1. Корпус космического аппарата для спуска в атмосфере планеты, содержащий теплоизолированные затупленную носовую часть, сопряженную с верхней и нижней частями, донную защиту, причем нижняя часть корпуса выполнена несущей в виде сферического сегмента, сопряженного с верхней частью и образованного радиусом с центром в точке, расположенной на линии пересечения продольной плоскости симметрии аппарата и поперечной плоскости, проведенной за центром масс аппарата, если считать по направлению к донной защите, отличающийся тем, что верхняя часть корпуса выполнена в виде тела вращения, состоящего из последовательно сопряженных по крайней мере одного переднего и цилиндрической формы хвостового элементов корпуса, образованных двумя пересекающимися по оси симметрии корпуса продольными плоскостями, проведенными через продольную ось корпуса симметрично относительно плоскости симметрии аппарата и под углом к этой плоскости, при этом образующая переднего элемента верхней части корпуса состоит из по крайней мере одного криволинейного отрезка и описывается монотонно возрастающей по направлению к хвостовому элементу гладкой, не имеющей точек перегиба функцией.

2. Корпус космического аппарата для спуска в атмосфере планеты по п.1, отличающийся тем, что указанный передний элемент верхней части корпуса состоит из двух тел вращения с образующей, описываемой двумя криволинейными отрезками в виде дуг окружностей.

3. Корпус космического аппарата для спуска в атмосфере планеты по п.1, отличающийся тем, что передний элемент верхней части корпуса выполнен в виде тела вращения с образующей, описываемой параболической функцией.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области аэродинамики космических аппаратов (КА) с несущим корпусом среднего аэродинамического качества и может быть использовано в отраслях промышленности, занимающихся проектированием и созданием КА, предназначенных для спуска с орбиты в атмосфере планеты,

Известен и широко применяется КА "Союз" [1] для спуска с орбиты искусственного спутника Земли (ОИСЗ) в атмосфере Земли, содержащий теплоизолированный корпус с затупленной лобовой частью и донным экраном. Корпус выполнен сегментально-конической формы. Его лобовой сферический сегмент на стыке с обратным конусом образует излом образующей корпуса.

КА "Союз" относится к классу летательных аппаратов с малым аэродинамическим качеством К (К=0,2÷0,5) и может произвести незначительный маневр с посадкой в заданном районе. (К=С_у/С_х, С_у, С_х - соответственно коэффициенты подъемной силы и силы сопротивления). Аэродинамическое качество этого КА обеспечивают за счет подъемной силы, возникающей при несимметричном обтекании КА на балансировочном угле атаки с заданным эксцентриситетом центра тяжести. Его корпус с точки зрения объемного заполнения имеет оптимальную форму [2].

Недостатки этого технического решения:

- значительные перепады аэродинамических давлений по длине корпуса сегментально-конической формы из-за излома его образующей, что ухудшает эксплуатационные характеристики КА,

- малое аэродинамическое качество из-за большого сопротивления и малой подъемной силы КА, что ограничивает его маневренные возможности,

- существенные перегрузки (n_max=4÷5), обусловленные влиянием баллистической траектории, что также ухудшает его эксплуатационные характеристики.

Известен КА "Клипер" [3] для спуска в атмосфере Земли, содержащий теплоизолированные сферическую носовую часть, верхнюю часть, несущую нижнюю часть, сопряженные между собой боковыми частями корпуса, донную защиту. Его верхняя часть выполнена с изломами образующей. Нижняя часть корпуса выполнена в виде сферического сегмента, сопряженного с носовой частью, ее образующая выполнена радиусом с центром в точке, расположенной на линии пересечения продольной плоскости симметрии аппарата и поперечной плоскости, проведенной за центром масс аппарата по направлению к донной защите.

КА "Клипер" относится к классу КА с несущим корпусом среднего аэродинамического качества (К=1÷1,2) и может произвести спуск по планирующим траекториям с существенно меньшими (в 1,5÷2 раза) перегрузками по сравнению с КА "Союз", который осуществляет спуск по баллистической траектории. Его корпус с точки зрения объемного заполнения имеет форму, близкую к оптимальной [2].

К недостаткам этого технического решения следует отнести существенно неравномерное распределение аэродинамического давления по длине и поперечным сечениям корпуса КА из-за излома образующей верхней части корпуса, приводящей к изменению давления по всей поверхности корпуса. Тем самым ухудшаются эксплуатационные и маневренные характеристики КА.

Техническое решение [3] выбрано в качестве прототипа.

Задачей изобретения является улучшение эксплуатационных и маневренных характеристик КА с несущим корпусом среднего аэродинамического качества путем улучшения аэродинамических характеристик его корпуса при спуске КА в атмосфере планеты.

Задача решается таким образом, что в корпусе КА для спуска в атмосфере планеты, содержащем теплоизолированные затупленную носовую часть, сопряженную с верхней и нижней частями, донную защиту, в котором нижняя часть корпуса выполнена несущей в виде сферического сегмента, сопряженного с верхней частью и образованного радиусом с центром в точке, расположенной на линии пересечения продольной плоскости симметрии аппарата и поперечной плоскости, проведенной за центром масс аппарата по направлению к донной защите, согласно изобретению верхняя часть корпуса выполнена в виде тела вращения, состоящего из последовательно сопряженных переднего, по крайней мере одного, и цилиндрической формы хвостового элементов корпуса, образованных двумя пересекающимися по оси симметрии корпуса продольными плоскостями, проведенными через продольную ось корпуса симметрично относительно плоскости симметрии аппарата и под углом к этой плоскости, при этом образующая переднего элемента верхней части корпуса состоит из криволинейных отрезков, по крайней мере одного, и описывается монотонно возрастающей по направлению к хвостовому элементу гладкой, не имеющей точек перегиба функцией.

Передний элемент верхней части корпуса может состоять, например, из двух тел вращения с образующей, описываемой двумя криволинейными отрезками в виде дуг окружностей.

Передний элемент верхней части корпуса может быть выполнен также в виде тела вращения с образующей, описываемой параболической функцией.

Техническими результатами использования изобретения являются:

- обеспечение монотонно изменяющегося распределения давления и распределенных по корпусу нормальной и продольной силы по траектории полета КА;

- увеличение нормальной и уменьшение продольной сил корпуса при полете КА на дозвуковых и трансзвуковых скоростях;

- увеличение аэродинамического качества корпуса при полете КА на дозвуковых и трансзвуковых скоростях;

- увеличение продольной устойчивости.

Сущность изобретения поясняется на примере аэродинамической компоновки корпуса КА, предназначенного для спуска с ОИСЗ в атмосфере Земли, передний элемент верхней части которого состоит из двух сопряженных тел вращения с образующей, описываемой двумя криволинейными отрезками в виде дуг окружностей и графиками, иллюстрирующими аэродинамические характеристики корпуса.

На фиг.1 приведен общий вид корпуса в изометрии.

На фиг.2 приведена аэродинамическая компоновка корпуса, выделены основные его элементы и показана схема построения его контура, где:

1 - носовая часть;

2 - первый передний элемент;

3 - второй передний элемент;

4 - хвостовой элемент;

5 - нижняя часть;

6 - донная защита;

7 - продольные плоскости;

R₁ - радиус носовой части,

R₂, - радиус образующей первого переднего элемента,

R ₃, - радиус образующей второго переднего элемента;

R₄ - радиус хвостового элемента;

R_н- радиус нижней части.

Здесь же приведен контур образующей верхней части корпуса КА "Клипер" (см. пунктир), выбранный в качестве прототипа.

На фиг.3 для сверхзвуковых скоростей полета (М=4) на характерном угле атаки ( =20°) приведены зависимости распределения коэффициента аэродинамического давления С_р по длине корпуса L для верхней (подветренной =0°) образующей, где:

С_р =(Р-Р_н)/q_н;

Р - аэродинамическое давление, действующее на корпус КА;

Р_н - атмосферное давление в набегающем потоке;

q_н - скоростной напор набегающего потока.

На фиг.4, 5 для этих же условий полета приведены соответственно зависимости распределения коэффициентов продольной dC_x/dL и нормальной dC_y /dL сил по длине корпуса L.

На фиг.6, 7 и 8 для трансзвуковых скоростей полета (М=0. 92) на характерном угле атаки ( =10°) иллюстрируются зависимости, аналогичные приведенным на фиг.3, 4 и 5.

На фиг.3-8 для сравнения иллюстрируются также зависимости, аналогичные приведенным для корпуса КА, выбранного в качестве прототипа (см. пунктир).

Корпус КА (фиг.2) для спуска с ОИСЗ содержит теплоизолированные затупленную носовую часть 1, сопряженную с верхней частью, состоящую из сопряженных первого переднего элемента 2, второго переднего элемента 3 и цилиндрической формы хвостового элемента 4, несущую нижнюю часть 5, донную защиту 6. Верхняя часть корпуса выполнена в виде тела вращения с осью вращения, совмещенной с продольной осью корпуса и образована двумя пересекающимися по оси симметрии корпуса продольными плоскостями 7, проведенными через продольную ось корпуса симметрично относительно плоскости симметрии КА и под углом к этой плоскости. Нижняя часть 5 корпуса выполнена в виде сферического сегмента, сопряженного с носовой частью 1.

Затупленная носовая часть 1 может быть выполнена сферической радиусом сферы R₁. Образующие первого переднего элемента 2 и второго переднего элемента 3 верхней части корпуса описываются монотонно возрастающей по направлению к хвостовому элементу 4 гладкой, не имеющей точек перегиба функцией и выполнены в виде дуг окружностей соответственно радиусами R ₂ и R₃. При этом образующая второго переднего элемента 3 сопряжена с образующей хвостового элемента 4, выполненной по дуге окружности радиусом R₄ . Нижняя часть 5 корпуса образована радиусом R _н с центром в точке, расположенной на линии пересечения продольной плоскости симметрии аппарата и поперечной плоскости, проведенной за центром масс аппарата по направлению к донной защите 6.

Технические результаты реализуются следующим образом.

При спуске КА с ОИСЗ в атмосфере Земли на его корпус действуют аэродинамические нагрузки, соответствующие последовательно реализуемым гиперзвуковым, сверхзвуковым, трансзвуковым и дозвуковым скоростям полета КА.

При этом изменение формы верхней части корпуса приводит к изменению коэффициента давления С _р в меридиальных сечениях корпуса

На фиг.3 для сверхзвуковых скоростей полета для подветренной образующей ( =0) иллюстрируется изменение коэффициента давления С _р по длине корпуса L. Видно, что по длине корпуса L реализуется монотонное и бесскачковое изменение коэффициента давления С _р, в отличие от прототипа, для которого в окрестности изломов образующих характерно скачкообразное изменение коэффициента давления С_р.

На фиг.4 и фиг.5 иллюстрируются распределенные аэродинамические нагрузки соответственно распределение коэффициентов продольной dC_x/dL и нормальной dC_y/dL сил по длине корпуса L, которые являются интегральными функциями изменения коэффициента давления С_р от меридианального угла в сечениях корпуса. Из графиков следует, что при этих скоростях реализуется также монотонное и бесскачковое изменение dC_x/dL и dC_y/dL по длине корпуса L.

При трансзвуковых скоростях полета (фиг.6) по длине корпуса L для подветренной образующей ( =0) реализуется монотонное, без существенных перепадов в окрестности излома образующих, изменение коэффициента давления С_р по длине корпуса L, в отличие от прототипа, для которого характерно изменение положительных градиентов давления (dCp/dx>0) на отрицательные (dCp/dx<0), что приводит к возникновению на поверхности корпуса отрывных зон с неустойчивым обтеканием корпуса.

Распределение коэффициентов продольной dC_x/dL (фиг.7) и нормальной dC _y/dL (фиг.8) сил по длине корпуса L при этих скоростях также приводит к монотонному изменению этих характеристик.

Полученные зависимости (фиг.4, 5, 7, 8) позволили определить аэродинамическое качество К корпуса, которое является отношением интегральных функций соответствующих распределенных характеристик dC_y/dL и dC_x/dL по длине корпуса L.

Анализ показал, что при трансзвуковых скоростях изменение формы корпуса КА приводит к увеличению С _y и уменьшению С_x, что увеличивает аэродинамическое качество К корпуса на 8% по сравнению с прототипом. Тем самым улучшают маневренные характеристики КА и улучшают устойчивость КА.

Анализ аэродинамических характеристик при гиперзвуковых скоростях полета (М>4) и трансзвуковых скоростях полета (М<0,92) показал, что качественный характер изменения приведенных аэродинамических характеристик остается аналогичным изменению соответствующих аэродинамических характеристик при сверхзвуковых (М=4) и трансзвуковых (М=0,92) скоростях полета, хотя и изменяются их количественные характеристики.

Таким образом, предложенная аэродинамическая форма корпуса, по сравнению с прототипом, улучшает его аэродинамические характеристики по траектории полета. При этом при дозвуковых и трансзвуковых скоростях полета увеличивается С _y, одновременно уменьшается С_x и увеличивается аэродинамическое качество К корпуса. Тем самым улучшают эксплуатационные и маневренные характеристики КА, что приводит к выполнению поставленной задачи.

Аналогично решается задача и в частном случае выполнения переднего элемента верхней части корпуса в виде тела вращения с образующей, состоящей из одного криволинейного отрезка и описываемой, например, параболической функцией, что также приводит к улучшению аэродинамических характеристик корпуса.

Корпус, выполненный по предложенному техническому решению, обеспечивает максимальный объем для размещения в нем полезного груза, а также возможность его компоновки с приборно-агрегатным отсеком космического корабля (КК) для выполнения широкого круга задач при выведении КА на ОИСЗ и его эксплуатации в околоземном пространстве. Может быть использован в качестве базового модуля при создании КК, выводимого ракетой-носителем (РН) на ОИСЗ.

Опыт изготовления предприятием крупнопанельных конструкций космических головных частей РН и орбитального корабля "Буран" позволяет реализовать предлагаемое техническое решение в сравнительно короткие сроки.

Техническое решение может быть использовано также при создании КА, предназначенных для спуска в атмосфере планет, отличной от Земли.

Литература

1. Космонавтика, энциклопедия под ред. академика В.П.Глушко. М.: Сов. энциклопедия, 1985, с.378, 415.

2. Космонавтика, энциклопедия под ред. академика В.П.Глушко. М.: Сов. энциклопедия, 1985, с.40.

3. Патент РФ 2213682 С2, М. кл. 7 В 64 G 1/62.