Головной обтекатель ракеты

 

Изобретение относится к области аэродинамики, а именно к разработке формы головного обтекателя ракеты. Реализация изобретения позволяет уменьшить коэффициент лобового сопротивления на 25-35% на сверхзвуковых режимах полета и на 15-20% на трансзвуковых режимах полета. Сущность изобретения заключается в том, что головной обтекатель ракеты выполнен в виде тела вращения и содержит цилиндрическую и носовую части. Образующая носовой части представляет собой монотонно возрастающую по направлению к цилиндрической части гладкую, не имеющую точек перегиба, линию и состоит из двух элементов. Первый элемент выполнен по дуге окружности с центром на продольной оси обтекателя, а второй элемент выполнен по дуге окружности другого радиуса. Образующая носовой части обтекателя дополнительно снабжена третьим элементом, выполненным по дуге окружности с центром на линии, перпендикулярной продольной оси обтекателя и лежащей в плоскости стыка носовой и цилиндрической частей, а центр дуги окружности второго элемента лежит на пересечении радиусов первого и третьего элементов, при этом образующая носовой части описывается приведенной в описании функцией. 2 ил.

Изобретение относится к области аэродинамики, а именно к разработке новой формы головного обтекателя ракеты, и может быть использовано при создании новых ракет и модернизации существующих.

Создание изобретения обусловлено необходимостью уменьшения лобового сопротивления головных обтекателей ракет.

Известен головной обтекатель для перспективной ракеты легкого класса "Квант" [1], выполненный в виде тела вращения, содержащий цилиндрическую и носовую части, при этом образующая носовой части представляет собой возрастающую по направлению к цилиндрической части функцию и состоит из двух элементов, первый из которых выполнен по дуге окружности с центром на продольной оси обтекателя, а второй элемент выполнен в виде наклонной прямой, соединенной с дугой первого элемента и образующей цилиндрической части, причем первый и второй элементы соединены не по сопряжению.

Недостатки этого технического решения заключаются в том, что данный головной обтекатель имеет большой коэффициент лобового сопротивления на трансзвуковых режимах полета, а на изломах образующей на трансзвуковых режимах полета возникают ударные нагрузки, обусловленные перестройкой течения.

Известен головной обтекатель для перспективной ракеты тяжелого класса "Энергия-М" [2], выполненный в виде тела вращения, содержащий цилиндрическую и носовую части, при этом образующая носовой части представляет собой монотонно возрастающую по направлению к цилиндрической части гладкую [3], не имеющую точек перегиба, функцию и состоит из двух элементов, первый из которых выполнен по дуге окружности с центром на продольной оси обтекателя, а второй элемент выполнен по дуге окружности с центром на линии, перпендикулярной продольной оси обтекателя и лежащей в плоскости стыка носовой и цилиндрической частей. (Принят за прототип.)

Недостатком этого технического решения является большой коэффициент лобового сопротивления, вызванный наличием участка головного обтекателя с большими углами наклона образующей к оси обтекателя и, следовательно, больших углов встречи набегающего потока с поверхностью обтекателя.

Задачей изобретения является уменьшение лобового сопротивления головного обтекателя ракеты.

Техническим результатом изобретения является оптимизация формы головного обтекателя ракеты, позволяющая уменьшить углы встречи набегающего потока с поверхностью обтекателя и, как следствие, уменьшить коэффициент лобового сопротивления.

Задача выполняется за счет того, что в известном головном обтекателе ракеты, выполненном в виде тела вращения, содержащем цилиндрическую и носовую части, причем образующая носовой части представляет собой монотонно возрастающую по направлению к цилиндрической части гладкую, не имеющую точек перегиба, функцию и состоит из двух элементов, первый из которых выполнен по дуге окружности с центром на оси обтекателя, а второй элемент выполнен по дуге окружности другого радиуса, согласно изобретению, образующая носовой части обтекателя дополнительно снабжена третьим элементом, выполненным по дуге окружности с центром на линии перпендикулярной продольной оси обтекателя и лежащей в плоскости стыка носовой и цилиндрической частей, а центр дуги окружности второго элемента лежит на пересечении радиусов первого и третьего элементов, при этом образующая носовой части описывается функцией

где параметры А, В, x1, х2 определяются из соотношений

и где х - координата по продольной оси обтекателя,

R1 - радиус дуги окружности первого элемента,

R2 - радиус дуги окружности второго элемента,

R3 - радиус дуги окружности третьего элемента,

R - радиус цилиндрической части,

L - длина носовой части.

Сущность изобретения поясняется на примере решения поставленной задачи применительно к обтекателю-прототипу, образующая носовой части которого представляет собой монотонно возрастающую по направлению к цилиндрической части гладкую, не имеющую точек перегиба, функцию и состоит из двух элементов, первый из которых выполнен по дуге окружности с центром на продольной оси обтекателя, а второй элемент выполнен по дуге окружности с центром на линии, перпендикулярной продольной оси обтекателя и лежащей в плоскости стыка носовой и цилиндрической частей.

На фиг.1 представлены предлагаемая форма головного обтекателя (при следующих параметрах: L/R=2,096, R1/R=0,528, R2/R=8,108, R3/R=1) и форма обтекателя-прототипа, где 1 - цилиндрическая часть, 2 - первый элемент образующей носовой части обтекателя предлагаемой формы, 3 - второй элемент образующей носовой части обтекателя предлагаемой формы, 4 - третий элемент образующей носовой части обтекателя предлагаемой формы, 5 - образующая носовой части обтекателя-прототипа, причем радиусы дуг окружностей первых элементов образующих носовых частей обоих обтекателей одинаковые.

На фиг.2 представлены зависимости определенных по площади миделя коэффициентов лобового сопротивления Схл для указанных головных обтекателей, полученные путем обработки экспериментальных и расчетных исследований, где 6 - зависимость для предлагаемого обтекателя, 7 - зависимость для обтекателя-прототипа.

Из фиг.1 видно, что предлагаемая форма головного обтекателя позволяет уменьшить углы встречи набегающего потока на той части поверхности обтекателя, которая вносит основной вклад в коэффициент лобового сопротивления, при этом сохранены все достоинства, обусловленные использованием монотонно возрастающей гладкой, не имеющей точек перегиба, функции в качестве образующей носовой части головного обтекателя.

Сравнение показало, что для головного обтекателя ракеты, выполненного в соответствии с предложенной формулой изобретения, уменьшение коэффициента лобового сопротивления составляет 25-35% на сверхзвуковых режимах полета и 15-20% на трансзвуковых режимах полета по сравнению с обтекателем-прототипом.

Литература

1. Ракетно-Космическая Корпорация "Энергия" им. С.П. Королева. 1996, с.489.

2. Ракетно-Космическая Корпорация "Энергия" им. С.П. Королева. 1996, с.487.

3. Бермант А.Ф., Араманович И.Г. Краткий курс математического анализа. - М.: Наука, 1973, с.676.

Формула изобретения

Головной обтекатель ракеты, выполненный в виде тела вращения, содержащий цилиндрическую и носовую части, при этом образующая носовой части представляет собой линию, заданную монотонно возрастающей по направлению к цилиндрической части гладкой, не имеющей точек перегиба, функцией, и состоящую из двух элементов, первый из которых выполнен по дуге окружности с центром на продольной оси обтекателя, а второй элемент выполнен по дуге окружности другого радиуса, отличающийся тем, что образующая носовой части обтекателя дополнительно снабжена третьим элементом, выполненным по дуге окружности с центром на линии, перпендикулярной продольной оси обтекателя и лежащей в плоскости стыка носовой и цилиндрической частей, а центр дуги окружности второго элемента лежит на пересечении радиусов первого и третьего элементов, при этом образующая носовой части описывается функцией

где параметры А, В, x1, x2 определяются из соотношений

и где х - координата по продольной оси обтекателя;

r1 - радиус дуги окружности первого элемента;

R2 - радиус дуги окружности второго элемента;

r3 - радиус дуги окружности третьего элемента;

R - радиус цилиндрической части;

L - длина носовой части.

РИСУНКИ



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области аэродинамики, а именно к разработке формы головного обтекателя ракеты

Изобретение относится к области машиностроения и авиационной промышленности, преимущественно к конструкциям головных керамических обтекателей для высокоскоростных летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет

Изобретение относится к защитным устройствам летательного аппарата. Способ снижения радиолокационной заметности летательного аппарата заключается в размещении антенны головки самонаведения в герметичной полости радиопрозрачного обтекателя, заполнении полости плазмообразующей газовой смесью давлением 1-100 кПа и введении пучка электронов в плазмообразующую газовую смесь с образованием поглощающего плазменного объема. Полет летательного аппарата осуществляют на высоте с давлением окружающей среды меньше величины давления газовой смеси в полости обтекателя. В процессе полета обеспечивают дополнительную подачу плазмообразующей газовой смеси в полость обтекателя с учетом степени его герметичности. Изобретение направлено на уменьшение необходимой степени герметичности переднего обтекателя при сохранении эффективной поверхности рассеяния. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных обтекателях (ГО) ракет космического назначения (РКН). ГО для РКН представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержит внешний несущий слой из углепластика, внутренний несущий слой, металлический сотовый заполнитель в виде одинаковых по массе и размеру пластин с термитно-зажигающей смесью (ТЗС) с окислителем, которым является хлорат калия или перхлорат калия, порошкообразным металлом, которым является магний, или алюминий, или титан, или сплав, и связующим, которым является коллоксилин. Масса ТЗС зависит от массы конструкции оболочки ГО, теплоты, выделяющейся при сгорании ТЗС, средней температуры конструкции оболочки ГО на момент вхождения в плотные слои атмосферы, температуры, необходимой для обеспечения начала самопроизвольного процесса горения конструкции оболочки ГО. Изобретение позволяет обеспечить сгорание ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключить необходимость выделения района падения для ГО. 9 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

Изобретение относится к конструкциям соосного соединения полых цилиндрических деталей из различных материалов. Узел соединения керамической оболочки с металлическим шпангоутом по форме полого цилиндра с наружным диаметром, меньшим внутреннего диаметра керамической оболочки, которые соединены соосно внахлестку. Шпангоут выполнен составным из нескольких цилиндрических сегментов, соединенных между собой цилиндрическими сегментными нахлесточными вставками из металлического сплава с увеличенным термическим коэффициентом линейного расширения по сравнению с материалом шпангоута. Изобретение направлено на повышение прочности и жесткости конструкции. 1 ил.
Наверх