УСТРОЙСТВО УМЕНЬШЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
AIR DRAG REDUCER

Объектом настоящего изобретения является устройство уменьшения аэродинамического сопротивления, связанного с двигателями космического корабля, такого как космический самолет, на этапах полета, во время которых эти двигатели еще не используются, позволяя этим двигателям работать на этапах выполнения полета при переходе из условий атмосферы в условия отсутствия атмосферы и на этапе дальнейшего полета в условиях отсутствия атмосферы.
Оно находит свое применение, в частности, в космических транспортных средствах, которые содержат обычные авиационные двигатели для выполнения полетов в условиях атмосферы и ракетные двигатели для полетов вне пределов атмосферного пространства.
Донным сопротивлением называется противодействие движению транспортного средства, которое обусловлено его кормовой секцией.
Потоки текучей среды, которые с трудом обтекают задние контуры транспортных средств, во время движения становятся турбулентными за транспортным средством, что снижает давление за транспортным средством и создает сильное противодействие движению вперед транспортного средства.
Существуют пассивные решения, позволяющие уменьшить сопротивление в кормовой части транспортных средств, и, в частности, известно, что можно выполнять профиль кормовой части транспортного средства в виде конуса путем использования надувной камеры, как это, например, описано, в документе DE 4101960, добавлять профили для отклонения потоков, как это, например, описано, в документе EP 0273850, путем применения одной или нескольких кольцевых насадок, как в документе US 6297486, боковых дефлекторов, как в документе US 6926345.
Другие варианты практической реализации основываются на активных средствах, таких как подвижные щитки, как это описано в документе US 4411399, или на нагнетании текучей среды за транспортным средством для создания пониженного давления в этой зоне.
Авиационные транспортные средства, движение которых осуществляется посредством реактивных двигателей, содержат реактивное сопло, причем реактивные двигатели создают небольшое сопротивление ввиду того, что реактивная струя выбрасываемых газов принимает участие в образовании аэродинамического профиля ракеты.
И, наоборот, неработающий двигатель создает очень сильное сопротивление (до одной трети общего сопротивления ракеты).
По этой причине, например, находящийся в настоящее время в эксплуатации американский космический корабль многоразового использования оснащен, когда он сопровождается самолетом, задним коническим обтекателем, маскирующим реактивные сопла его ракетных двигателей.
И, наоборот, данный обтекатель не используется при запуске этого космического корабля многоразового использования, в связи с чем возникнет необходимость его сброса перед запуском ракетного двигателя, что потребует разработки тяжелого устройства сброса, которое бы обеспечивало, чтобы ни один обломок не смог повредить двигатели космического корабля многоразового использования или стартовые двигатели.
Съемные активные устройства также сложно использовать для космического самолета ввиду того, что они тяжелые и нуждаются в устройствах, предназначенных для их маневрирования.
Кроме того, эти системы сложны в практическом применении, поскольку они должны развертываться без создания ими дополнительного сопротивления в момент запуска ракетного двигателя, производимого во время полета в условиях атмосферы.
Применение активных устройств с нагнетанием текучей среды также может потребовать размещения на борту транспортного средства текучей среды, что приведет к снижению полезного веса.
Базируясь на данном достигнутом уровне техники, задачей настоящего изобретения является практическая реализация устройства обтекателя реактивного сопла ракетного двигателя, которое является легким, простым, не мешает запуску ракетного двигателя, не создает проблем развертывания, не допускает разбрасывания обломков и исключает опасность падения этих обломков на землю.
В связи с этим в настоящем изобретении предлагается устройство уменьшения аэродинамического сопротивления транспортного средства, оснащенного, по меньшей мере, одним двигателем, который снабжен реактивным соплом для выброса газов, выступающим за пределы задней части фюзеляжа транспортного средства и расширяющимся по мере удаления от задней части фюзеляжа транспортного средства, которое содержит, по меньшей мере, один элемент маскировки, по меньшей мере, части реактивного сопла из рассасывающегося материала, применяемого для его уничтожения в потоке из реактивного сопла после запуска двигателя.
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут лучше понятны после изучения описания примера его практической реализации, который не носит ограничительного характера, со ссылкой на фигуры, на которых:
- фиг.1 представляет собой схематическое изображение в разборе космического самолета, содержащего устройство согласно изобретению;
- фиг.2 представляет собой вид в разрезе половины устройства согласно примеру практической реализации изобретения;
- фиг.3 представляет собой таблицу, иллюстрирующую открытие посредством сгорания, вслед за запуском двигателя, элемента маскировки устройства согласно изобретению, в зависимости от времени;
- фиг.4 представляет собой в схематическом виде в разрезе расположение устройства согласно изобретению на фюзеляже летательного аппарата.
В настоящем изобретении предлагается устройство уменьшения аэродинамического сопротивления транспортного средства 1, такого как космический самолет или космический ракетоноситель.
В основе изобретения лежит принцип использования пассивного устройства, которое может быть уничтожено при помощи самого ракетного двигателя во время его запуска. Пассивное устройство может, таким образом, представлять собой очень простое и легкое решение, надежность которого достигается его замыслом.
Устройство согласно изобретению спроектировано таким образом, чтобы позволить обеспечить корректный запуск ракетного двигателя и полное удаление устройства после запуска для того, чтобы исключить опасность падения обломков на землю.
На фиг.1 изображен пример космического самолета, оснащенного, по меньшей мере, одним двигателем 2, который снабжен реактивным соплом 3 для выброса газов, выступающим за пределы задней части фюзеляжа космического самолета.
Общеизвестно, что реактивное сопло для выброса газов двигателя расширяется по мере удаления от задней части фюзеляжа транспортного средства.
Устройство маскировки содержит, по меньшей мере, один элемент 5 маскировки из рассасывающегося материала 6, т.е. из материала, который уничтожается посредством сгорания, расплавления, сублимирования или разрушения при воздействии на него горячего потока, материала, приспособленного для разрушения или уничтожения (путем сгорания, сублимирования, сжижения, измельчения или в результате других процессов разрушения теплотой) в потоке из реактивного сопла после запуска двигателя.
Элемент маскировки закрывает, по меньшей мере, часть реактивного сопла, заднюю часть реактивного сопла 3, как это показано на фиг.2.
Согласно примеру фюзеляж проходит вокруг камеры сгорания 10 двигателя и вокруг, по меньшей мере, части реактивного сопла 3 упомянутого двигателя.
Устройство крепится к фюзеляжу транспортного средства (к заднему краю этого фюзеляжа), чтобы закрыть часть реактивного сопла, которая не замаскирована фюзеляжем, и продолжить последний в виде конической формы, уменьшающей сопротивление транспортного средства на этапе выполнения им полета в условиях атмосферы.
На фиг.4 схематически изображено в разрезе расположение устройства согласно изобретению на фюзеляже 4 летательного аппарата.
Элемент маскировки жестко соединен с задней частью фюзеляжа 4 транспортного средства посредством съемных средств крепления 11.
Для обеспечения их повторного использования съемные средства крепления 11 выполнены таким образом, что они могут демонтироваться, и, как это показано в примере, изображенном на фиг.4, съемные средства крепления содержат кольцевой элемент 12, на который наклеивается или отливается в форму элемент маскировки, а также узел гайки с винтом 13.
Крепление кольца на фюзеляже может быть также выполнено посредством системы ползунков (не показана).
Съемные средства крепления 11 остаются закрепленными на фюзеляже транспортного средства после сгорания элемента маскировки и демонтируются после возвращения космического самолета для повторной установки нового элемента маскировки или их замены.
Элемент 5 маскировки, изображенный в разрезе на фиг.2 и 4, представляет собой обтекатель конической конфигурации, проходящий снаружи фюзеляжа транспортного средства за пределы реактивного сопла 3, и диаметр которого уменьшается по мере удаления от фюзеляжа.
Согласно примеру, представленному на фиг.1 и 4, фюзеляж проходит вокруг камеры сгорания 10 двигателя и в данном случае, по меньшей мере, части реактивного сопла 3 упомянутого двигателя, причем элемент маскировки окружает часть реактивного сопла, которая не замаскирована фюзеляжем.
Безусловно, в рамках настоящего изобретения представляется возможным предусмотреть более длинный элемент маскировки, если будет принято решение не окружать фюзеляжем двигатель и часть реактивного сопла.
Лучше, чем закрываться за реактивным соплом, обтекатель, предпочтительно, содержит периферическое отверстие 7 против отверстия реактивного сопла для обеспечения истечения горячих газов вначале запуска двигателя и исключения блокирования зарождающейся струи из двигателя.
Как это показано на фиг.2, периферическое отверстие имеет уменьшенный по сравнению с отверстием реактивного сопла диаметр для сохранения максимального возможно эффективного аэродинамического профиля и обеспечения начала сжигания элемента маскировки горячими газами непосредственно после запуска двигателя.
Его сечение представляет собой компромиссный вариант между требованиями, предъявляемыми к запуску двигателя, и сопротивлением.
Согласно варианту, представленному на фиг.1, периферическое отверстие является составной частью канала 8 уменьшенного диаметра по оси обтекателя, который применяется для обеспечения вентилирования двигателя на части полета транспортного средства, на котором двигатель еще не запущен, и обеспечения формирования реактивной струи двигателя.
Выбранный рассасывающийся материал 6, предпочтительно, представляет собой ячеистый материал малой плотности и является, таким образом, очень легким, но достаточно прочным для выдерживания аэродинамических нагрузок и вибраций, возникающих во время полета ракеты.
Рассасывающийся материал обтекателя выбирается таким образом, чтобы он был легким и мог рассасываться под воздействием реактивной струи, истекающей из реактивного сопла. Этот материал может быть выбран среди ячеистых материалов, в частности из пенополистирола, меламинового пеноматериала, пенообразного полихлорвинила, пенополиуретана или других легких и прочных рассасывающихся материалов.
Как это обычно принято в самолетостроении, внутренняя форма обтекателя содержит ребра жесткости 14 для повышения прочности.
Материал выбирается таким образом, чтобы запуск двигателя, при котором задействуется, кроме того, закрытое пространство, приводил к образованию реактивной струи, температура и мощность которой обеспечивали бы очень быстрое расплавление и превращение в пар обтекателя. На практике последний, предпочтительно, разрабатывается таким образом, чтобы он почти исчезал до установления устойчивого режима реактивного движения вперед.
В случае если диаметр кормовой части фюзеляжа составляет 2300 мм, а диаметр 15 реактивного сопла - 1500 мм (причем предусматривается допуск, необходимый для угла отклонения реактивного сопла для обеспечения пилотирования космического корабля), то внутренний диаметр 15+16 обтекателя составляет около 2100 мм. Для обеспечения хороших аэродинамических качеств его длина составляет около 3 м для самолета длиной порядка 20 метров.
Пример практической реализации осуществлен при помощи отлитого моноблочного обтекателя из пенополистирола.
Для данного применения полистирол является хорошим материалом, поскольку он имеет низкую температуру плавления 150°C-170°C, он имеется в блоках достаточного размера, чтобы вырезать недорогие опытные образцы, и поскольку он считается материалом с закрытыми ячейками, то он выдерживает без образования повреждений снижение давления с 1000 до 30 мбар за пять минут, что позволяет его рассматривать для использования на высоте 25 км.
Кроме того, его механические характеристики позволяют практически реализовывать обтекатель и из существующих пеноматериалов, упомянутых ранее, пенополистирол представляет собой пеноматериал, который плавится лучше всего.
Кроме того, этот материал не дорогой, легок в применении и не загрязняет окружающую среду.
3
В частности, будет выбран полистирол, который известен под торговым наименованием «UNIMAT FM 24 кг/м».
Этот пеноматериал представляет собой огнеупорный материал, что означает, что возможные обломки погаснут сами.
В случае необходимости в пеноматериал может быть добавлен краситель для образования клуба дыма при запуске двигателя.
Форма обтекателя вырезается или отливается, а пеноблок наклеивается на кольце, предпочтительно выполненном из алюминия, которое обеспечивает поверхность контакта с конструкцией.
На кольце 12, на поверхности контакта с обтекателем 16, могут быть предусмотрены выступы или выемки 21 для повышения прочности удерживания.
Устройство крепится к фюзеляжу посредством кольца, которое остается закрепленным на фюзеляже после исчезновения элемента маскировки, обеспечивая защиту реактивного сопла при возвращении.
Как это можно было увидеть ранее, кольцо демонтируется после приземления для повторного использования.
Рассасывающийся материал 6 покрывается поверхностным слоем 9, который показан на фиг.2, для обеспечения более хорошего состояния поверхности. Этот внешний поверхностный слой, выполненный, например, из эпоксидной смолы, повышает устойчивость обтекателя к ударам и позволяет производить покраску элемента маскировки.
3
В случае если боковая нагрузка оценивается порядка 20000 Н/м, что является стандартной величиной в самолетостроении, прочность на разрыв составляет 200 кПа, а коэффициент надежности равен 2, то необходимо, чтобы толщина поверхностного слоя пеноматериала составляла 200 мм для обеспечения выдерживания изгибающего момента на границе контакта пеноматериал/кольцо. Эта толщина уменьшается по мере приближения к концу обтекателя, который располагается против места крепления.
Масса пеноматериала составляет, таким образом, около 65 кг.
Масса алюминиевого кольца, которая рассчитывается при ширине 600 мм и толщине 3 мм, может достигать около 35 кг.
Полистирол является материалом, который не обладает скрытой теплотой плавления ввиду того, что его структура не является кристаллической. И наоборот, он обладает удельной теплоемкостью, приводимой в литературе, составляющей около 1,3 кДж/(кг×K). Полистирол становится вязким при температуре 120°C.
Температура плавления полистирола составляет 150-170°C. Температура нагреваемых проволок, предназначенных для разрезания блоков, регулируется от 100°С до 200°C в зависимости от заданной скорости разрезания. Выше определенной температуры происходит сублимирование полистирола перед проволокой, что позволяет избежать загрязнения последней. Считается, что повышение температуры с -50°C (температура окружающей среды на высоте 10000 м) до 170°C будет достаточным для расплавления или сублимирования материала.
Абразивное действие реактивной струи не учитывается, если это не относится к удалению газов, капель и нагара, которые образованы при сгорании обтекателя.
На графике, представленном на фиг.3, показан расчет диаметра 20 отверстия обтекателя в зависимости от времени, в соответствии с рассматриваемым вариантом применения.
3
2
С учетом плотности материала, которая составляет около 24 кг/м, для уменьшения полистирола при скорости 1 м/с необходимо использовать поток 1300×24×220=6900 кВт/м.
-8
2
Кроме того, температура пламени на выходе из реактивного сопла, ориентировочно, составляет 3000°C. Это пламя находится в непосредственном контакте с полистиролом. Закон Стефана позволяет нам рассчитать тепловой поток, который равен 5,67·10×30004=4600 кВт/м.
Таким образом, согласно этим данным, необходимо, по меньшей мере, 0,2 секунды для уничтожения обтекателя, расположенного против реактивного сопла в месте, где толщина составляет около 10 см, и 0,4 секунды - для его почти полного уничтожения. На практике, принимая во внимание эффекты воздействия реактивной струи, представляется возможным удалить полистирол через приблизительно 0,14 секунды после достижения им точки, в которой он становится вязким и теряет свои качества сцепления. Эта продолжительность сопоставима с продолжительностью, необходимой для установления режима двигателя, например, 7 секунд для двигателей Vulcain ракеты Ariane.
Сгорание полистирола (C8H8) не приводит к выбросу загрязняющих веществ, что делает этот материал особенно целесообразным.
Кроме того, наличие обтекателя позволит уменьшить авиационные турбулентные потоки в реактивном сопле и облегчит приведение в действие процесса сгорания в двигателе.
Изобретение особенно применимо в суборбитальных транспортных средствах (один пример в схематическом виде изображен на фиг.1), в которых первая часть траектории обеспечивается за счет движения авиационного типа, посредством двигателей 17, работающих на содержащемся в воздухе кислороде, и несущих плоскостей 18, 19, перед переходом в движение ракетного типа.
Полезность изобретения заключается в уменьшении сопротивления, которое позволяет, принимая во внимание его незначительную массу и простоту, чтобы транспортное средство было двуступенчатым (самолет-носитель, а затем суборбитальное ракетное транспортное средство) или одноступенчатым.
Изобретение также может применяться в конструкциях многоступенчатых носителей, например, для уменьшения сопротивления ракет, установленных на самолете.
Изобретение не ограничивается представленным примером. В частности, элемент обтекателя может иметь овальное сечение в том случае, если космическая ракета будет содержать два или более двигателей.