ГОЛОВНОЙ ОТСЕК СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
HEAD COMPARTMENT OF SUPERSONIC AIRCRAFT

Изобретение относится к конструкции головных отсеков (ГО) сверхзвуковых, преимущественно беспилотных летательных аппаратов (ЛА) при их движении в атмосфере.
Известны конструктивные схемы сверхзвуковых ГО ЛА, позволяющие реализовать целевую задачу при минимизации лобового сопротивления аппарата - см., например, В.И. Феодосьев, Г.Б. Синярев «Введение в ракетную технику», М, Оборонгиз, 1960, стр. 38-43 (фиг. 2.1-2.7, 2.9), стр. 46-49 (фиг. 2.12, 2.14, 2.15), стр. 59-74 (фиг. 2.25-2.29, 2.31-2.33, 2.37-2.39, 2.41, 2.44, 2.45).
Известны также технологии обеспечения заданных тепловых режимов ГО различных типов сверхзвуковых ЛА, включающие применение жаростойких и жаропрочных конструкционных материалов, радиаторов и теплоаккумуляторов (в том числе с реализацией фазовых переходов охладителя), жидкостного (в том числе испарительного эффузионного), газового и/или аблирующего охлаждения - см., например, В.В. Березиков, М.А. Буров, В.К. Зиберов и др. «Конструкция управляемых баллистических ракет», М., Воениздат, 1969, стр. 133-136, рис. 6.8, 6.10-6.13.
В качестве ближайшего аналога выбрана конфигурация ГО сверхзвукового ЛА с наиболее характерными скоростными параметрами движения и носовой аэродинамической иглой (АИ) - см., например, Н.Ф. Краснов, В.Н. Кошевой «Управление и стабилизация в аэродинамике», М., «Высшая школа», 1978, стр. 106, рис. 1.12.4. (б).
К недостаткам ближайшего аналога следует отнести невозможность применения на больших сверхзвуковых скоростях (например, числах Маха более 5 на малой высоте полета) оптически прозрачных, а в ряде случаев - и радиопрозрачных лобовых стенок ГО ЛА для функционирования бортовых систем конечного наведения ЛА, что обусловлено высоким уровнем температур, превышающим рабочий диапазон теплопрочности конструкционных оптических и радиопрозрачных материалов.
Технической задачей предлагаемого изобретения является расширение диапазона скоростей полета ЛА с радиопрозрачными и оптически прозрачными элементами лобовой поверхности.
Решение указанной технической задачи достигается тем, что лобовая поверхность ГО выполнена соосной ступенчатой, при этом ее периферийная ступень выполнена в виде радиопрозрачного кольца, а дно центральной вогнутой или вершина центральной выпуклой ступени выполнены в виде кольца с 1-8 оптически прозрачными иллюминаторами. Допускается также выполнение единственного иллюминатора в виде оптически прозрачного кольца либо плоской формы, либо в виде сегмента сферической формы (выпуклого либо вогнутого), соосного АИ. В ряде случаев по периферийному (внешнему) контуру носовой части центральной ступени может быть дополнительно размещен кольцевой гребень, например, цилиндрической или конической формы. В свою очередь, периферийная ступень может быть выполнена в виде плоской шайбы, либо сфероидального или конического выпуклого кольца, либо сфероидального или конического вогнутого кольца. Дополнительно в ГО может быть размещен баллон с газом поддува и система редуцирования газа, при этом отверстия подачи газа поддува на лобовую поверхность ГО могут быть выполнены в корневой части АИ либо внутренней части центральной ступени. Кроме того, дополнительно в ГО может быть размещен бак с жидким охладителем и система принудительной подачи охладителя, при этом отверстия подачи жидкого охладителя могут быть выполнены в корневой части АИ и расположены равномерно в 1-4 плоскостях поперечного сечения АИ либо выполнены во внутренней части центральной ступени. При этом наклон отверстий подачи охладителя выполняется под углом от 0° до 80° против направления полета относительно нормали к продольной оси ЛА (в связанной системе координат). Следует также отметить, что дно центральной вогнутой или вершина центральной выпуклой ступени могут быть утоплены относительно носовой части боковой обечайки центральной ступени на глубину до двух ее диаметров. Следует также отметить, что боковая поверхность АИ от ее носовой части до оптического иллюминатора может выполняться гладкой (без оптически видимых ступеней). При этом АИ ЛА может быть выполнена складной, в том числе с возможностью телескопического регулирования своей длины непосредственно в полете в диапазоне длин от 0,5 до 8,0 диаметров описанной вокруг ГО окружности. Кроме того, в корневой части АИ либо на гребне центральной ступени может устанавливаться не менее двух поворотных щитков. В свою очередь, боковая обечайка центральной ступени может быть выполнена цилиндрической, или конической, или оживальной, или с продольным сечением в виде сплайн-функции, а также в виде комбинации поверхностей одинарной и двойной кривизны либо только двойной кривизны. В ряде случаев на ГО может быть дополнительно установлен сбрасываемый теплозащитный обтекатель.
На фиг. 1-3 приведены продольные сечения головного отсека ЛА по предлагаемому техническому решению для различных конфигураций периферийной и центральной ступеней. Приняты обозначения:
1 - аэродинамическая игла ГО;
2 - боковая обечайка ГО;
3 - периферийная ступень (радиопрозрачное кольцо);
4 - центральная ступень;
5 - оптический иллюминатор;
6 - кольцевой гребень;
7 - приемное (приемо-излучающее) устройство оптического диапазона;
8 - антенное устройство радиодиапазона;
9 - бортовой баллон с газом поддува;
10 - система редуцирования газа поддува;
11 - трубопровод;
12 - бортовой бак с жидким охладителем;
13 - система принудительной подачи охладителя;
14 - отверстия в АИ для подачи газа поддува и/или жидкого охладителя;
15 - поворотный щиток.
Функционирование ГО ЛА в рамках предложенного технического решения осуществляется следующим образом (фиг. 1-3). При движении ЛА в атмосфере со сверхзвуковой скоростью на аэродинамической игле поз. 1 ГО образуется косой скачок уплотнения, за которым вплоть до лобовой поверхности ГО возникает так называемая зона отрыва. Температура воздуха в этой зоне существенно меньше температуры торможения потока на носовой оконечности АИ поз. 1. В данном техническом решении предлагается дополнительно снижать температуру на оптическом иллюминаторе поз. 5 (в комбинации с радиопрозрачным кольцом поз. 3) путем:
- организации соответствующей циркуляции газа в зоне отрыва за счет соосной ступенчатой конфигурации лобовой поверхности ГО;
- организации дополнительной системы скачков уплотнения внутри зоны отрыва путем выдува навстречу набегающему потоку газа поддува;
- дополнительного впрыска жидкого охладителя и его фазового перехода в пар вблизи оптического иллюминатора поз. 5.
Предложенное техническое решение предполагает выполнение лобовой поверхности ГО ЛА полностью либо частично (в зонах кольцевых секторов ступени поз. 3 и зонах иллюминаторов поз. 5 ступени поз. 4) радиопрозрачной и оптически прозрачной. Например, лобовая поверхность ГО может быть выполнена с радиопрозрачной периферийной ступенью поз. 3 в виде плоского (фиг. 1), либо выпуклого (фиг. 2), либо вогнутого (фиг. 3) сфероидального или конического кольца и с соосной центральной ступенью поз. 4 выпуклой (фиг. 1) либо вогнутой (фиг. 2, 3) конфигурации с вершиной (дном) или в виде плоского (фиг. 1, 3) кольца с 1-8 оптическими иллюминаторами поз. 5 (с АИ поз. 1 в центре), или в виде выпуклого либо вогнутого сегмента сферической формы (фиг. 2, поз. 5). Такая ступенчатая конфигурация лобовой поверхности ГО позволяет за счет расчетной циркуляции газа в зоне отрыва организовать заданное понижение температуры в зоне оптического иллюминатора поз. 5, конструкционный материал которого (например, кварцевое стекло), как правило, уступает по теплопрочности конструкционным радиопрозрачным материалам ступени поз. 3 (например, специализированным керамикам). Плоская либо сегментально-сферическая для оптики (иллюминаторы поз. 5, в том числе для разных диапазонов пропускания), плоская, сфероидальная или коническая для радиодиапазона (периферийное кольцо поз. 3) конфигурация лобовой поверхности ГО позволяет минимизировать искажения излучения, поступающего на приемное (приемо-излучающее) устройство, соответственно, оптического диапазона поз. 7 и антенное устройство радиодиапазона поз. 8.
Следует отметить, что в качестве бортовых комплексов конечного наведения ЛА в рамках представленного технического решения могут, например, применяться:
- оптические пассивные (в том числе тепловизионные) приемные и/или активные (лазерные) приемо-излучающие устройства видимого, инфракрасного и ультрафиолетового диапазонов длин волн (поз. 7);
- пассивные радиотехнические (радиопеленгационные) и/или активные радиолокационные станции с неподвижными или сканирующими щелевыми, рупорными, рупорно-параболическими, линзовыми и иными антенными устройствами (поз. 8);
- комбинации вышеперечисленных устройств.
Интенсивность вихреобразования, а также эжекции паров охладителя в зоне отрыва может регулироваться, например, путем введения по периферии носовой части центральной ступени поз. 4 кольцевого гребня поз. 6, который экранирует зону оптического иллюминатора поз. 5. При этом ограничивается заброс в зону иллюминатора поз. 5 «горячих» потоков воздуха от скачка уплотнения. С учетом диаграммы приема (приема - излучения) лучистого потока бортовым оптическим устройством конечного наведения поз. 7 - кольцевой гребень поз. 6 целесообразно выполнять цилиндрической (минимизация миделя ступени поз. 4 - см. фиг. 1) либо конической (в соответствии с угловым полем зрения оптического устройства поз. 7 - см. фиг. 3) формы.
С целью исключения пульсаций газа в полузамкнутых полостях центральной ступени поз. 4 и, одновременно, генерации дополнительных косых скачков уплотнения в зоне отрыва (что снижает общее лобовое сопротивление ЛА) - может осуществляться поддув, например, сжатым азотом или воздухом полузамкнутой полости перед оптическим иллюминатором поз. 5. Для этого в ГО дополнительно размещается баллон с газом поддува поз. 9, система редуцирования газа поз. 10 и трубопроводы поз. 11. При этом газ поддува из бортового баллона поз. 9 через систему редуцирования поз. 10 по трубопроводу поз. 11 подается к выпускным отверстиям поз. 14 в корневой части АИ поз. 1 либо внутренней части центральной ступени поз. 4. Давление газа поддува может регулироваться в зависимости от параметров воздушной среды в зоне отрыва.
Дальнейшее снижение температуры оптического иллюминатора поз. 5 может производиться порциями жидкого охладителя, для чего в ГО дополнительно размещается бак с жидким охладителем поз. 12, система принудительной подачи охладителя поз. 13, трубопроводы поз. 11. При этом подача жидкого охладителя на лобовую поверхность ГО вблизи оптического иллюминатора поз. 5 осуществляется, например, через отверстия поз. 14 в корневой части АИ поз. 1 (с равномерным распределением отверстий по кольцевой поверхности в 1-4 плоскостях поперечного сечения АИ) либо отверстия внутренней части центральной ступени поз. 4. Следует отметить, что жидкий охладитель из бака поз. 12 подается посредством системы его принудительной подачи поз. 13 по специализированному трубопроводу поз. 11 под заданным давлением. Своеобразным «отбойным щитком» для струй охладителя и одновременно основным «парогенератором» при фазовом переходе является «горячая» носовая часть центральной ступени поз. 4 либо кольцевой гребень поз. 6 (вблизи иллюминатора поз. 5) - см. фиг. 2, 3. При этом наклон струй жидкого охладителя, подаваемых из отверстий поз. 14 АИ (а также, в ряде случаев, из отверстий в боковой стенке центральной ступени поз. 4), целесообразно выполнять под углом от 0° до 80° против направления полета относительно нормали к продольной оси ЛА, что обеспечивает возможность охлаждения зоны иллюминатора поз. 5 для всех рациональных конструктивов ступенчатой лобовой поверхности ГО с АИ (см. фиг. 2).
Для обеспечения заданной циркуляции газа в зоне отрыва дно центральной вогнутой (фиг. 2, 3) или вершина центральной выпуклой (фиг. 1) ступени поз. 4 может выполняться утопленной относительно носовой части боковой обечайки центральной ступени на глубину до двух ее диаметров.
Для снижения паразитных засветок при работе приемного устройства оптического диапазона поз. 7 боковую поверхность АИ поз. 1 от ее носовой части до оптического иллюминатора поз. 5 целесообразно выполнять гладкой (без оптически контрастных ступеней и деталей).
Аэродинамическая игла поз. 1 ГО с целью минимизации стартовых габаритов ЛА может выполняться складной. В ряде случаев - например, для маневренных беспилотных ЛА, действующих в широком диапазоне скоростей, - АИ поз. 1 может быть выполнена управляемой, например, с телескопическим регулированием непосредственно в полете своей длины. С учетом эффективности снижения температуры на лобовой поверхности ГО в рамках предложенного технического решения, а также располагаемых характеристик современных и перспективных конструкционных материалов ступеней поз. 3 и поз. 4 при их аэродинамическом нагреве, - диапазон длин АИ поз. 1 выбран от 0,5 до 8,0 диаметров описанной вокруг ГО окружности. При этом допускается применять неосесимметричные боковые обечайки поз. 2 ГО, например, для «полуплоских» конфигураций ЛА типа волнолет (в этой связи в формуле изобретения используется значение именно диаметра описанной вокруг ГО окружности).
В ряде случаев в корневой части АИ поз. 1 либо на гребне поз. 6 перед иллюминатором поз. 5 может быть установлено не менее двух защитных поворотных щитков поз. 15 (фиг. 2). На маршевом участке полета ЛА, без целевого задействования бортовой системы конечного наведения, щитки поз. 15 закрывают (теплоизолируют) оптический иллюминатор поз. 5. На участке конечного наведения ЛА, при штатной целевой работе бортового устройства оптического диапазона поз. 7, щитки поз. 15 разворачиваются (например, за счет «релейной» подачи избыточного давления газа поддува со стороны иллюминатора) и открывают иллюминатор поз. 5.
Боковые обечайки центральной ступени поз. 4 конструктивно могут выполняться, например, цилиндрическими, коническими, оживальными, с продольным сечением в виде сплайн-функции («гибкой рейки»), а также в виде их комбинаций одинарной и двойной кривизны либо только двойной кривизны (цилиндро-конические, цилиндро-оживальные, конические с переходом на оживал и т.п.).
Подобные конфигурации центральной ступени поз. 4 ГО позволяют оптимизировать циркуляцию газа в зоне отрыва для того или иного диапазона расчетных скоростей полета ЛА.
Следует отметить, что до этапа конечного наведения головной отсек ЛА может быть закрыт теплозащитным обтекателем, который сбрасывается перед началом штатного целевого функционирования бортовых радиотехнических и оптико-электронных комплексов. Таким образом экономятся бортовые объемы и массы заправляемого газа поддува, охладителя, баллонов, баков, а также обеспечивающих бортовых систем, включая системы электропитания и терморегулирования собственно ГО.
Применение заявленного технического решения, допускающего штатную работу бортовых комплексов конечного наведения радио и оптического диапазонов длин волн в расширенном скоростном диапазоне сверхзвукового полета, целесообразно для ЛА различного целевого назначения и аэродинамических конфигураций с осесимметричным и неосесимметричным поперечным сечением ГО фюзеляжа и аэродинамической иглой.