СПОСОБ И УСТРОЙСТВО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ВО ВРЕМЯ СПУСКА НА ЗЕМЛЮ
METHOD AND DEVICE SPACE VEHICLE AERODYNAMIC STABILISATION IN LANDING

Область техники
Изобретения относятся к космическим аппаратам, таким как ракеты-носители, и методам их сохранения во время возвращения на Землю.
Уровень техники
Ракеты-носители содержат обычно одну или несколько ступеней, которые после выполнения ими функции разгона отделяются от остальной части ракеты-носителя или от полезного груза, выводимого на орбиту. Впоследствии эти ступени падают на Землю или остаются на орбите, в зависимости от условий этого отделения. Если не принять соответствующие меры предосторожности, эти ступени разрушаются во время спуска на Землю либо в атмосфере под действием различных термических и механических напряжений, либо при ударе во время падения на Землю или в море.
Однако в последнее время все чаще стремятся сохранить эти ступени либо для экспертизы в случае одноразовых ракет-носителей, либо для их частичного или полного повторного использования, когда эти ракеты-носители предназначены для многоразового использования.
При падении ступени ракеты-носителя обычно происходит переход первоначального сверхзвукового режима в дозвуковой режим. Однако в силу аэродинамических условий в обоих режимах углы атаки являются разными и даже непостоянными. Например, в дозвуковом режиме угол падения может быть 110° и может составлять 160° в сверхзвуковом режиме, который тем более связан с колебательным движением типа движения Пуансо.
Поэтому во время прохождения звукового барьера ступень может подвергнуться резкому опрокидыванию, в результате которого появляются значительные напряжения, способные привести к разрушению ступени.
По этой причине все попытки сохранения ступеней до сегодняшнего дня заканчивались неудачей.
Для исправления этой ситуации необходимо лучше контролировать продольную аэродинамическую стабилизацию ступени во время полета, в частности, в сверхзвуковом режиме.
В целом, продольной аэродинамической стабилизации космического аппарата в полете на сверхзвуковом режиме можно достичь путем относительного регулирования аэродинамических и гравитационных сил.
В частности, на аэродинамические силы можно воздействовать при помощи положения центра тяжести, например, перемещая весовые балансиры в зависимости от режима полета, что осуществляют, например, на сверхзвуковом самолете «Конкорд».
На аэродинамические силы можно воздействовать, адаптируя форму летательного аппарата, например капсулы типа «Аполло», или путем дополнительной установки в соответствующих местах аэродинамических устройств, среди которых можно указать:
- аэродинамические стабилизаторы или несущие плоскости (крылья, хвостовые стабилизаторы, кили и т.д.);
- тормозные устройства (парашюты, баллонные тормозные парашюты или хвостовые конусы);
- различные выступающие элементы.
В случае падения ступени ракеты-носителя можно применять три вышеуказанных решения, хотя выбор устройства связан с профилем выполняемой задачи и, кроме всех прочих, с центровкой ступени, с возможными условиями полета (число Маха, углы атаки) и, разумеется, с требованиями по массе и габаритам, которые, в частности, являются очень строгими в области космических полетов.
В патенте US 6454216 была предложена концепция несущих плоскостей, хотя она является сложной в реализации, в частности, из-за повышенной массы и возникающих конструктивных напряжений. В указанном патенте раскрыто развертывание крыла во время падения. В патенте US 6260797 описано устройство такого же типа, но для другого варианта применения.
Для вариантов применения в гиперзвуковых режимах часто используют поверхности лобового сопротивления, как правило конусной формы, которые способны выдерживать большее термическое воздействие в экстремальных условиях полета, чем несущие плоскости или парашюты. Такие решения раскрыты, например, в следующих патентах:
- в патенте US 6076771, где описан спускаемый летательный аппарат, который может быть верхней ступенью ракеты-носителя;
- в патенте US 5871173, где описан хвостовой конус, который выполнен из нескольких пластин и наружный диаметр которого может меняться.
Вместе с тем, для обоих вышеуказанных решений необходимо отметить, что чем меньше скорость, тем больше должен быть размер конуса для обеспечения торможения, что требует дополнения конуса, которого не достаточно для управления полетом, системой управления или системой изменения формы тормозного устройства.
Для обеспечения аэродинамического торможения на сверхзвуковом режиме были предложены надувные аэродинамические конструкции. В патенте US 4832288 раскрыта система возвращения с орбиты космического аппарата, содержащая убирающийся конус, установленный в хвостовой части аппарата и предназначенный для торможения аппарата и его стабилизации на траектории. Этот конус развертывается и поддерживается надувной конструкцией и дополняется крыльями в центральной части аппарата.
В патенте US 3288951 раскрыт надуваемый конический экран для спуска, охватывающий всю ступень ракеты-носителя.
Эти решения представляют интерес для применения в области космических полетов благодаря небольшим габаритам на взлете, небольшой потенциальной массе, а также в силу своей плавучести, используемой в случае приводнения, и даже эффекта «Воздушный мешок» во время приземления.
Краткое изложение сущности изобретения
Технической задачей изобретения является обеспечение спуска ступеней ракет-носителей, в частности верхних ступеней, которые, как правило, находятся на орбите, а также сохранение будущих ракет-носителей, которые можно считать одноступенчатыми и совместимыми с последней (разгонной) ступенью носителя.
Такое сохранение требует выполнения различных условий, самыми важными из которых являются:
- определенное управление траекторией для ограничения аэротермодинамических и вибрационных воздействий на аппарат и для контроля за зонами падения;
- термическая защита ступеней против кинетического перегрева;
- контроль над приземлением или приводнением;
- сведение к минимуму масс систем, чтобы избежать уменьшения полезной массы ракеты-носителя.
Поставленная задача решена согласно изобретению путем создания способа аэродинамической стабилизации космического аппарата во время его спуска на Землю для его сохранения, при этом упомянутый аппарат содержит корпус удлиненной формы, в частности осесимметричный или почти осесимметричный, характеризующегося тем, что осуществляют развертывание вокруг продольного сечения аппарата надувной конструкции с осью, совпадающей с продольной осью упомянутого корпуса, при этом конструкцию располагают между номинальным центром тяжести и задним концом корпуса и ее размеры определяют таким образом, чтобы сблизить центры подъемной силы и тяжести и удерживать корпус в интервале балансировочного угла атаки во время спуска в атмосфере. Надувная конструкция является, в частности, осесимметричной конструкцией, такой как тороидальная конструкция.
Развертывание упомянутой конструкции путем надувания позволяет в сверхзвуковом режиме переместить центр аэродинамической подъемной силы в направлении центра тяжести корпуса и удерживать балансировочный угол атаки в зоне, позволяющей создавать большее лобовое сопротивление, избегать опрокидывания корпуса в трансзвуковом режиме и получить сглаживание пика динамического давления, в результате которого существенно снижаются разрушающие и влияющие на целостность корпуса термомеханические воздействия.
Объектом настоящего изобретения является также надувная конструкция, используемая для осуществления вышеуказанного способа.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает фазу спуска на Землю ступени ракеты-носителя согласно способу настоящего изобретения;
фиг.2 - диаграмму изменения динамического давления в зависимости от времени в сверхзвуковом режиме для двух балансировочных углов атаки согласно изобретению;
фиг.3 - общий вид ступени ракеты-носителя согласно изобретению;
фиг.4 - общий вид ступени, показанной на фиг.3, оборудованной надувной конструкцией в развернутом положении, согласно изобретению;
фиг.5 - диаграмму размерности надувной конструкции согласно изобретению;
фиг.6а и 6b - общий вид примера выполнения конструкции в свернутом и развернутом положении согласно изобретению;
фиг.7 - вид в разрезе примера выполнения баллона надувной конструкции в соответствии с настоящим изобретением.
Описание предпочтительных вариантов воплощения изобретения
На фиг.1 показана схема спуска на Землю ступени 1 ракеты-носителя, оборудованной надувной конструкцией в соответствии с настоящим изобретением, выполненной в виде тора 2 и расположенной в хвостовой части ступени 1.
После отделения от ракеты-носителя в точке S ступень 1 описывает кривую, изображенную в системе декартовых координат с осью абсцисс (дальность) и осью ординат (высота Н).
В первой части траектории ступени 1 до достижения апогея А надувная конструкция 2 пока не развернута (не показана).
Развертывание конструкции происходит перед достижением аппаратом апогея А на его траектории запуска.
Незадолго до достижения апогея А, например за несколько десятков секунд, согласно изобретению происходит надувание конструкции 2, что заставляет ступень 1 во время фазы спуска на Землю стабилизировать балансировочный угол атаки в значении ε порядка 110°.
В конце спуска и перед приземлением или приводнением конструкция 2 свертывается, и развертываются обычные средства, например, типа парашюта 3 для замедления спуска и ослабления удара при соприкосновении с землей или водной поверхностью.
В случае приводнения ступень 1′ сохраняет конструкцию 2′ в развернутом виде, что повышает ее плавучесть.
Согласно изобретению надувная конструкция 2 является осесимметричной или почти осесимметричной конструкцией, ось которой совпадает с продольной осью ступени 1. Предпочтительно конструкция 2 имеет вид тора с сечением, которое может быть переменным, круглым, треугольным, овальным или другим и размеры которого определяют в зависимости от различных параметров, которые будут указаны ниже.
Для аппарата, находящегося на орбите, развертывание конструкции будет осуществлено на сверхзвуковом и даже гиперзвуковом режиме возвращения аппарата в атмосферу.
Как в одном, так и в другом случае, во время баллистического полета с апогеем или во время спуска развертывание конструкции должно быть осуществлено, по меньшей мере, перед переходом аппарата в трансзвуковой режим таким образом, чтобы его угол атаки стабилизировался в момент прохождения звукового барьера, что позволяет производить торможение аппарата без опасных для аппарата перегревов или вибраций и избежать резкого опрокидывания аппарата во время прохождения звукового барьера.
В случае короткого баллистического полета, в частности, нижней ступени ракеты тор разворачивают как можно раньше после завершения реактивного движения ступени, при этом время развертывания тора составит примерно несколько десятков секунд.
Размеры надувной конструкции, в частности, определяют таким образом, чтобы сблизить центры подъемной силы и тяжести и удерживать таким образом корпус в интервале балансировочного угла атаки, соответствующем благоприятному компромиссу между нагревом и лобовым сопротивлением, например, от 100 до 120° во время спуска и, в частности, с момента начала фазы полета на сверхзвуковой скорости.
Развертывание надувной конструкции 2 в то время, как ступень 1 еще находится в сверхзвуковом и даже гиперзвуковом режиме, позволяет переместить центр аэродинамической подъемной силы в направлении центра тяжести и привести, таким образом, балансировочный угол атаки к значению примерно 110° и, кроме того, позволяет сгладить пик динамического давления, что показано на фиг.2.
На фиг.2 пунктиром показан профиль изменения динамического давления Pdyn в зависимости от времени в фазе возвращения в атмосферу ступени ракеты-носителя, не оборудованной устройством в соответствии с заявленным изобретением.
В сверхзвуковом режиме на такую ступень действуют значительные ускорения и угловые скорости, и она занимает балансировочный угол атаки порядка 160° (+/-10°).
Это создает меньшее лобовое сопротивление, но зато пик Pdyn является более выраженным и менее сглаженным, что приводит к значительным термомеханическим эффектам и к опасности повреждения и даже разрушения упомянутой ступени.
Зато при балансировочном угле атаки в районе 110° (+/-10°) для ступени 1, оборудованной надувной конструкцией 2 в соответствии с настоящим изобретением, наблюдается более медленное угловое движение и меньшее ускорение, порождающее более значительное лобовое сопротивление и меньший и более сглаженный пик Pdyn (сплошная кривая на фиг.2), вследствие чего термомеханические эффекты являются менее выраженными и неразрушительными.
Таким образом, переход из сверхзвукового режима в дозвуковой режим происходит без резкого опрокидывания ступени 1.
Устройство в соответствии с настоящим изобретением позволяет контролировать во время падения ступени 1 ее продольную ориентацию и ее продольную аэродинамическую стабилизацию.
На фиг.3 схематично показана ступень 10 ракеты-носителя, выполненная в виде цилиндрического корпуса, оборудованного на своем заднем конце напротив двигателя юбкой 11.
На фиг.4 показана ступень 10, оборудованная надувной конструкцией в соответствии с настоящим изобретением, выполненной в виде тора 20 круглого сечения в развернутом положении. Надувная конструкция 2 содержит либо кольцевой тор 20 вокруг сечения аппарата, либо сегменты тора, выполненные в виде отдельных баллонов 21, которые являются более простыми в изготовлении и/или при накачке.
Тор 20 или сегменты 21 тора закреплены напротив юбки 11 и соединяются с наружной стороной юбки.
Преимуществом надувной конструкции являются ее относительно небольшой вес и также небольшие габариты в неразвернутом состоянии.
Предпочтительно радиус (в сечении) тора 20 составляет около 60% от радиуса корпуса ступени 10.
На фиг.5 представлена диаграмма размерности тора 20.
На оси ординат показан угол атаки ε, а на оси абсцисс - место центра подъемной силы (Хср), выраженное в процентном отношении к длине L ступени 10, начиная от заднего конца этой ступени.
На диаграмме на прямой CdG показано положение номинального центра тяжести ступени 10, то есть 44,5% от длины L в выбранном примере.
Размеры тора 20 определяют при соблюдении следующих условий:
М (число Маха)=4,5
CdG=44,5% L
Rтopa/Rcтупени=60%
ε=110°
Кроме того, не учитываются изменения вращения вдоль продольной оси по причине неосесимметричности переднего конца 12 ступени 10.
Прежде всего на диаграмме видно, что балансировочный угол атаки в сверхзвуковом режиме для ступени без тора (кривая 1), соответствующий центру подъемной силы Cp1, очень близкому к центру тяжести, устанавливается по значению около 180°.
Для ступени 10, оборудованной тором 20 радиусом R=0,90 м (кривая 4), балансировочный угол атаки устанавливается по значению 110°, соответствующему наложению друг на друга положений центра подъемной силы Ср4 и центра тяжести.
Отмечается, что при таком угле атаки в 110° положение Cp1 центра подъемной силы необорудованной ступени (кривая 1) находится значительно дальше впереди центра тяжести.
Следовательно, в результате развертывания тора происходит перемещение центра подъемной силы назад в направлении центра тяжести вплоть до наложения друг на друга обоих центров.
Кроме того, отмечается, что для одной и той же ступени 10 размеры тора с другим значением радиуса дают значения балансировочных углов атаки, соответствующие наложению или очень близкому положению центра подъемной силы и центра тяжести и удаленные от значения 110°, что приводит к меньшей аэродинамической устойчивости ступени.
Так, для тора радиусом R=0,75 м (кривая 2) наложение друг на друга упомянутых центров (Ср2) происходит при значении угла атаки, примерно равном 130°.
Радиус R=0,80 м (кривая 3, Ср3), наоборот, является лучшим, так как угол атаки ближе по значению к 110°. Значения радиуса R=1,15 м и 1,3 м (кривые 6 и 7) не подходят совсем, так как они не приводят к эффекту сближения центров подъемной силы и тяжести в диапазоне удовлетворительных значений балансировочных углов атаки.
Наконец, необходимо отметить, что при угле атаки в 110° допустимые статические пределы изменения, которые равны отклонению между положением аэродинамического фокуса и положением центра подъемной силы, являются максимальными для всех рассматриваемых конфигураций (ступень 10 без тора или с торами 1-7), при этом аэродинамический фокус при этом значении угла атаки находится наиболее сзади от центра тяжести, что соответствует максимальной стабильности центра тяжести.
Таким образом, размеры тора следует рассчитывать прежде всего на основании требуемого угла атаки.
Для разных видов торов построены кривые, содержащие центр подъемной силы, в зависимости от угла атаки. Для данного угла атаки, поскольку центр тяжести и центр аэродинамической подъемной силы должны совпадать, выбор кривой, соответствующей необходимому углу атаки, в конечном счете позволяет выбрать тор, который обеспечивает совпадение центра подъемной силы и центра тяжести.
На фиг.4 надувная конструкция 20 показана на уровне юбки 11 двигателя, однако можно также выполнить упомянутое устройство на уровне двигателя в зоне 13 (фиг.3) или еще ближе к центру тяжести ступени 10 - в зоне 14 на уровне соединения между отсеком двигателя М и отсеком топливного резервуара С.
Надувная конструкция 20, показанная на фиг.6а и 6b и в разрезе на фиг.7, является тором, в данном случае показанным в виде сегментов, чтобы иметь возможность рассмотреть находящееся под системой оборудование.
Надувная конструкция может быть также выполнена в виде цепочки из множества баллонов.
Оболочка надувной конструкции содержит термическую защиту 22, 23, 24 и герметичный слой 25. Термическую защиту выполняют в виде термоизоляционного слоя, описанного, например, в патенте FR 2658266, который содержит, в частности, слой 23 термоизоляционного войлока между двумя слоями 22, 24 ткани. Термоизоляционный войлок может быть, в частности, керамическим войлоком, содержащим волокна оксида алюминия, алюмосиликатные волокна или волокна оксида циркония. Ткань 22 на горячей наружной стороне предпочтительно выполняют из волокон оксида алюминия и/или алюмосиликатных волокон, ткань 24 на холодной стороне может быть тканью на основе арамидных волокон или карболовых волокон.
В альтернативном варианте термоизоляционный слой может содержать силиконовую основу, усиленную тканью из волокон кремнезема.
Герметичный слой 25 может быть выполнен, например, из легкого эластомерного материала.
3
2
Для оболочки, выполненной в виде тора круглого сечения с радиусом 900 мм, объемом 38 м и поверхностью 85 м, расчетная масса оболочки может быть порядка 150-220 кг, при этом масса термической защиты составляет порядка 110-330 кг.
В свернутом виде надувная конструкция крепится стабилизационными ремнями 26 и соединена трубопроводами 28 с газогенераторами 27, которые могут быть генераторами горячего газа, например газификаторами твердого ракетного топлива цилиндрической или сферической формы из алюминиевого сплава, или генераторами холодного газа, такими как 30-литровые сферы, надуваемые до 200 бар.
Настоящее изобретение не ограничивается представленными примерами, и, в частности, надувная конструкция может быть выполнена в виде множества элементов, газогенераторы могут быть равномерно распределены по периметру аппарата, при этом система может содержать, например, пять генераторов, расположенных на угловом расстоянии друг от друга в 72°.