RU2340519C1 - Method of payload protection at zero-lift trajectory of post-boost vehicle and device for its implementation - Google Patents
Method of payload protection at zero-lift trajectory of post-boost vehicle and device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2340519C1 RU2340519C1 RU2007123442/11A RU2007123442A RU2340519C1 RU 2340519 C1 RU2340519 C1 RU 2340519C1 RU 2007123442/11 A RU2007123442/11 A RU 2007123442/11A RU 2007123442 A RU2007123442 A RU 2007123442A RU 2340519 C1 RU2340519 C1 RU 2340519C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- payload
- head
- aerodynamic
- fairing
- head fairing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретения относятся к области ракетно-космической техники, а именно к средствам, используемым на участке выведения космической головной части для защиты полезного груза от аэродинамического и теплового воздействий набегающего потока.The invention relates to the field of rocket and space technology, and in particular to the means used in the space launch site to protect the payload from the aerodynamic and thermal effects of the incoming flow.
Известны способы, при использовании которых защиту полезного груза осуществляют конструктивными элементами самого полезного груза (см., например, Мишин В.П. и др. Основы проектирования летательных аппаратов. Транспортные системы. М.: Машиностроение, 1985, с.371 [1]).Known methods in which the protection of the payload is carried out by structural elements of the payload itself (see, for example, Mishin V.P. et al. Fundamentals of designing aircraft. Transport systems. M: Mechanical Engineering, 1985, p. 371 [1] )
Эти способы применимы только для полезных грузов специального типа: головных частей баллистических ракет, возвращаемых капсул или приборных контейнеров зондирующих ракет, а также специально сконструированных пилотируемых кораблей (например, КА «Меркурий», «Джемини»). Конструкции таких полезных грузов рассчитаны на выдерживание максимальных величин аэродинамического и теплового воздействий набегающего потока при движении в плотных слоях атмосферы во время их возвращения на Землю и поэтому не требуют использования специальных средств защиты во время выведения.These methods are applicable only for special types of payloads: warheads of ballistic missiles, returnable capsules or instrument containers of sounding missiles, as well as specially designed manned ships (for example, Mercury, Gemini spacecraft). The design of such payloads is designed to withstand the maximum values of the aerodynamic and thermal effects of the incoming flow during movement in dense layers of the atmosphere during their return to Earth and therefore do not require the use of special protective equipment during the launch.
Однако в большинстве прочих случаев полезный груз проектируется, как правило, для работы в условиях открытого космического пространства, и его конструкция не приспособлена для выдерживания интенсивного аэродинамического и теплового воздействий набегающего потока на участке выведения.However, in most other cases, the payload is designed, as a rule, to operate in open space, and its design is not adapted to withstand the intense aerodynamic and thermal effects of the incoming flow in the launch site.
Для таких видов полезного груза известен способ защиты с помощью головного обтекателя, описанный, например, в книге: Грабин Б.В. и др. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1991, с.285 [2].For such types of payload, a method of protection with a head fairing is known, described, for example, in the book: B. Grabin. et al. Fundamentals of the design of spacecraft launch vehicles. M.: Mechanical Engineering, 1991, p. 285 [2].
Головной обтекатель сбрасывают по команде, которую подают, когда уровень силового и теплового воздействия набегающего потока становится безопасным для полезного груза.The head fairing is discarded according to the command given when the level of the force and heat of the incoming flow becomes safe for the payload.
Осуществление этого способа предполагает наличие устройства защиты, содержащего указанный головной обтекатель с двумя или более створками и механизмами для их фиксации, раскрытия и отделения. По команде, подаваемой на эти механизмы при выполнении указанного условия, происходит сброс головного обтекателя в результате расфиксации его створок, их раскрытия и отделения от космической головной части.The implementation of this method involves the presence of a protection device containing the specified head fairing with two or more valves and mechanisms for their fixation, disclosure and separation. At the command given to these mechanisms when the specified condition is fulfilled, the head fairing is reset as a result of the fixation of its wings, their opening and separation from the space head part.
При использовании таких способа и устройства защиты полезного груза головной обтекатель должен быть рассчитан на максимальные аэродинамические воздействия на участке выведения. Это вынуждает делать головной обтекатель прочным и сравнительно тяжелым. Масса головного обтекателя может составлять значительную долю массы полезного груза. Так для ракеты-носителя легкого класса "Скаут" масса головного обтекателя составляет приблизительно 160 кг при массе полезного груза 260 кг, а для ракеты-носителя среднего класса "Зенит" - 2100 кг и 12000 кг соответственно.When using such a method and device for protecting the payload, the head fairing should be designed for maximum aerodynamic effects at the launch site. This forces the head fairing to be strong and relatively heavy. The mass of the fairing can be a significant fraction of the mass of the payload. So, for a Scout lightweight launch vehicle, the weight of the head fairing is approximately 160 kg with a payload weight of 260 kg, and for a Zenit medium-class launch vehicle, it is 2100 kg and 12000 kg, respectively.
Известные способ и устройство защиты полезного груза на участке выведения, описанные в книге [2], наиболее близки предлагаемым.The known method and device for the protection of the payload at the withdrawal site, described in the book [2], are closest to the proposed ones.
Наличие в указанном известном устройстве защиты только одного средства - головного обтекателя для защиты полезного груза как от аэродинамического, так и от теплового воздействий набегающего потока, заставляет осуществлять сброс головного обтекателя при реализации указанного известного способа защиты тогда, когда уровень обоих этих воздействий становится ниже допустимого для полезного груза. Момент снижения теплового воздействия до допустимого уровня наступает позже, чем для аэродинамического воздействия. Однако поскольку полезный груз на атмосферном участке выведения необходимо защищать как от аэродинамического, так и от теплового воздействия набегающего потока, то именно время снижения теплового воздействия до допустимого уровня определяет момент сброса средства защиты полезного груза - головного обтекателя в указанных наиболее близких известных технических решениях.The presence in the specified known protection device of only one means - the head fairing to protect the payload from both the aerodynamic and thermal effects of the incoming flow, makes it necessary to reset the head fairing when implementing the known method of protection when the level of both of these effects becomes lower than acceptable for payload. The moment of reducing the thermal effect to an acceptable level occurs later than for the aerodynamic effect. However, since the payload in the atmospheric removal section needs to be protected both from the aerodynamic and thermal effects of the incoming flow, it is the time of reducing the thermal impact to an acceptable level that determines the moment of dumping of the payload protection means - the head fairing in the indicated closest known technical solutions.
В результате время, в течение которого приходится осуществлять разгон выводимой космической головной части вместе с относительно тяжелым головным обтекателем, увеличивается. Это приводит к дополнительным энергетическим затратам ракеты-носителя и снижает массу выводимого полезного груза.As a result, the time during which it is necessary to accelerate the displayed space head part along with the relatively heavy head fairing increases. This leads to additional energy costs of the launch vehicle and reduces the mass of the output payload.
Предлагаемыми изобретениями решается задача получения технического результата, заключающегося в уменьшении энергозатрат на выведение полезного груза или в увеличении массы выводимого полезного груза.The proposed inventions solve the problem of obtaining a technical result, which consists in reducing energy consumption for the removal of the payload or in increasing the mass of the output payload.
Эта задача решается следующим образом.This problem is solved as follows.
Согласно предлагаемому способу, как и в наиболее близком известном способе защиты полезного груза на участке выведения, осуществляют защиту полезного груза от аэродинамического и теплового воздействий набегающего воздушного потока головным обтекателем космической головной части и сброс этого головного обтекателя.According to the proposed method, as in the closest known method of protecting the payload at the launch site, the payload is protected from the aerodynamic and thermal effects of the incoming air flow by the head fairing of the space head part and this head fairing is dumped.
В отличие от наиболее близкого известного способа в предлагаемом способе дополнительно осуществляют защиту полезного груза от теплового воздействия с помощью теплозащитного кожуха, установленного между полезным грузом и головным обтекателем. При этом сброс головного обтекателя осуществляют в момент времени, соответствующий снижению уровня аэродинамического воздействия до допустимой величины. После этого осуществляют защиту полезного груза только с помощью указанного теплозащитного кожуха. Последний сбрасывают в момент времени, соответствующий снижению уровня теплового воздействия до допустимой величины.In contrast to the closest known method, the proposed method additionally protects the payload from heat exposure using a heat shield installed between the payload and the head fairing. In this case, the discharge of the head fairing is carried out at a time corresponding to a decrease in the level of aerodynamic impact to an acceptable value. After that, the protection of the payload is carried out only with the help of the specified heat shield. The latter is discarded at a time corresponding to a decrease in the level of thermal exposure to an acceptable value.
Предлагаемое устройство защиты полезного груза на участке выведения, как и наиболее близкое к нему известное, содержит головной обтекатель с двумя или более створками и механизмами для их фиксации, раскрытия и отделения.The proposed payload protection device at the launch site, as well as the closest known to it, contains a head fairing with two or more wings and mechanisms for their fixation, opening and separation.
В отличие от наиболее близкого известного предлагаемое устройство дополнительно имеет теплозащитный кожух, установленный между полезным грузом и указанным головным обтекателем и имеющий две или более створок с механизмами для их фиксации, раскрытия и отделения. При этом механизмы для фиксации, раскрытия и отделения створок головного обтекателя выполнены с возможностью осуществления расфиксации, раскрытия и отделения этих створок по команде, выдаваемой в момент времени, соответствующий снижению уровня аэродинамического воздействия до допустимой величины, а механизмы для фиксации, раскрытия и отделения створок теплозащитного кожуха выполнены с возможностью осуществления расфиксации, раскрытия и отделения этих створок по команде, выдаваемой в момент времени, соответствующий уменьшению уровня теплового воздействия до допустимой величины.Unlike the closest known one, the proposed device additionally has a heat-shielding casing installed between the payload and the specified head fairing and having two or more valves with mechanisms for their fixation, opening and separation. Moreover, the mechanisms for fixing, opening and separating the head fairing flaps are configured to unlock, open and separate these flaps by a command issued at a time corresponding to a decrease in the level of aerodynamic impact to an acceptable value, and the mechanisms for fixing, opening and separating the heat-shielding flaps the casing is configured to unlock, open and separate these leaves according to a command issued at a time corresponding to a decrease in the level of I heat exposure to an acceptable value.
Следствием названных отличий является то, что при использовании предлагаемых способа и устройства сброс тяжелого головного обтекателя происходит раньше, чем при использовании наиболее близких известных способа и устройства. Дальнейшее выведение полезного груза осуществляется при наличии только теплозащитного кожуха, от которого не требуется способности противостоять большим аэродинамическим нагрузкам. Поскольку теплозащитный кожух предназначен только для тепловой защиты, он может иметь сравнительно небольшую массу. В результате несмотря на то что суммарная масса головного обтекателя и теплозащитного экрана больше, чем масса одного головного обтекателя, благодаря более раннему сбросу тяжелого головного обтекателя энергозатраты на выведение полезного груза снижаются или соответственно может быть увеличена масса выводимого полезного груза.The consequence of these differences is that when using the proposed method and device, the discharge of the heavy head fairing occurs earlier than when using the closest known method and device. Further removal of the payload is carried out in the presence of only a heat shield, which does not require the ability to withstand large aerodynamic loads. Since the heat shield is intended only for thermal protection, it may have a relatively small mass. As a result, despite the fact that the total mass of the head fairing and heat shield is greater than the mass of one head fairing, due to the earlier discharge of the heavy head fairing, the energy consumption for removing the payload is reduced or, accordingly, the mass of the payload can be increased.
Предлагаемые изобретения иллюстрируются чертежами, на которых показаны:The invention is illustrated by drawings, which show:
- на фиг.1 и фиг.2 - зависимости скоростного напора и конвективного теплового потока в критической точке от времени на участке выведения для двух типов ракет-носителей;- figure 1 and figure 2 - the dependence of the pressure head and convective heat flux at a critical point from time to time in the output section for two types of launch vehicles;
- на фиг.3 - общий вид космической головной части с размещенными в ней полезным грузом и предлагаемым устройством защиты для реализации предлагаемого способа;- figure 3 is a General view of the space head part placed in it with a payload and the proposed protection device for implementing the proposed method;
- на фиг.4, 5 - последовательность операций по сбросу головного обтекателя и теплозащитного экрана при осуществлении предлагаемого способа.- figure 4, 5 is a sequence of operations to reset the head fairing and heat shield during the implementation of the proposed method.
Рассмотрим более подробно предлагаемый способ защиты полезного груза, конструктивное выполнение и работу предлагаемого устройства при осуществлении этого способа.Consider in more detail the proposed method of protecting the payload, the design and operation of the proposed device when implementing this method.
На участке выведения максимум аэродинамических нагрузок для широкого диапазона начальных тяговооруженностей ракет-носителей достигается в интервале 60-80 секунд после старта, а к 120-160-й секунде полета аэродинамические нагрузки снижаются до уровня, допустимого для большинства видов выводимого полезного груза.At the launch site, maximum aerodynamic loads for a wide range of initial thrust-weight ratios of launch vehicles are reached in the interval 60-80 seconds after launch, and by the 120-160th second of flight aerodynamic loads are reduced to a level acceptable for most types of displayed payload.
Тепловой поток, от воздействия которого также необходимо защищать полезный груз, достигает максимума в интервале 120-140 секунд и снижается до допустимого уровня примерно к 220-280-й секунде полета.The heat flux, from the influence of which it is also necessary to protect the payload, reaches a maximum in the range of 120-140 seconds and decreases to an acceptable level by about 220-280th second of flight.
Допустимые уровни аэродинамических и тепловых нагрузок определяются траекторией выведения ракеты-носителя (классом ракеты-носителя) и специфическими требованиями со стороны полезного груза.Permissible levels of aerodynamic and thermal loads are determined by the launch trajectory of the launch vehicle (class of launch vehicle) and the specific requirements of the payload.
Типичный вид соответствующих зависимостей представлен на фиг.1 для ракет-носителей «среднего» (по стартовой массе) класса и на фиг.2 - для ракет-носителей «тяжелого» класса (1 - скоростной напор, определяющий аэродинамическое воздействие, в кг/м2, левая шкала; 2 - тепловой поток в условных единицах, правая шкала) от времени t, с.A typical view of the corresponding dependences is presented in Fig. 1 for carrier rockets of the "middle" class (starting weight) and in Fig. 2 for carrier rockets of the "heavy" class (1 - velocity head, determining the aerodynamic effect, in kg / m 2 , left scale; 2 - heat flux in arbitrary units, right scale) versus time t, s.
Отмеченное выше различие в характере изменения скоростного напора q(t) и теплового потока Q(t) в критической точке, показанное на фиг.1 и 2, обусловлено различиями их функциональных зависимостей от скорости полета ракеты-носителя:The difference noted above in the nature of the change in the pressure head q (t) and the heat flux Q (t) at the critical point, shown in Figs. 1 and 2, is due to differences in their functional dependences on the flight speed of the launch vehicle:
q(t)=(ρV2)/2q (t) = (ρV 2 ) / 2
Q(t)=Cρ0,5V3.Q (t) = Cρ 0.5 V 3 .
Здесь: ρ - плотность атмосферы;Here: ρ is the density of the atmosphere;
V - скорость полета;V is the flight speed;
С - константа,C is a constant
см., например: Основы теории полета космических аппаратов. Под ред. Г.С.Нариманова и М.К.Тихонравова, М.: Машиностроение, 1972, с.283 [3].see, for example: Fundamentals of the theory of spacecraft flight. Ed. G.S. Narimanova and M.K. Tikhonravova, M .: Mechanical Engineering, 1972, p. 283 [3].
В соответствии с рассчитанными для участка выведения зависимостями скоростного напора q(t) и теплового потока Q(t) от времени и их заданными допустимыми значениями (соответственно уровни 3 и 4 на фиг.1, 2) могут быть определены моменты времени t1 и t2 сброса головного обтекателя и вспомогательного теплозащитного кожуха. Значения t1 и t2 перед стартом вводятся в качестве временных меток (уставок) в программный механизм системы управления ракеты-носителя.In accordance with the dependences of the pressure head q (t) and heat flux Q (t) calculated on the output section and their predetermined allowable values (
На участке выведения полезный груз защищается сначала от воздействия набегающего потока головным обтекателем. Сброс головного обтекателя происходит по команде системы управления ракетой-носителем, соответствующей первой временнóй метке t1 (фиг.1, 2). Для типовых средств выведения эта временнáя метка находится в диапазоне 130÷160 секунд полета. Далее защита полезного груза от набегающего потока обеспечивается теплозащитным кожухом, а сброс теплозащитного кожуха происходит по команде системы управления ракетой-носителем, соответствующей второй временнóй метке t2, которая для типовых средств выведения находится в диапазоне 220÷280 секунд полета (фиг.1, 2).In the excretion section, the payload is first protected from the impact of the incoming flow by the head fairing. The head fairing is reset at the command of the launch vehicle control system corresponding to the first time mark t 1 (Figs. 1, 2). For typical launch vehicles, this timestamp is in the range 130-160 seconds of flight. Further protection of the payload from the incoming flow is provided by a thermal jacket and heat shield reset occurs on command the launch vehicle control system according to a second temporal marker t 2, which is typical means for removal is in the range 220 ÷ 280 seconds of flight (Figures 1, 2 )
Таким образом, в соответствии с предлагаемыми изобретениями время от момента старта ракеты-носителя до момента сброса тяжелого головного обтекателя уменьшается на величину Δt=t2-t1 (см. фиг.1, 2), составляющую 80-130 секунд, что и обусловливает возможность сокращения энергозатрат при выведении или увеличения массы выводимого полезного груза. Необходимость использования теплозащитного кожуха при осуществлении предлагаемого способа не противоречит сделанному выводу, так как защита полезного груза только от тепловых воздействий не требует прочных и тяжелых конструкций типа головного обтекателя, рассчитанного на аэродинамические нагрузки, соответствующие максимальному скоростному напору.Thus, in accordance with the proposed invention, the time from the start of the launch vehicle to the moment of the discharge of the heavy head fairing is reduced by Δt = t 2 -t 1 (see Fig. 1, 2), which is 80-130 seconds, which determines the possibility of reducing energy consumption when removing or increasing the mass of the output payload. The need to use a heat-shielding casing when implementing the proposed method does not contradict the conclusion made, since the protection of the payload only from thermal influences does not require strong and heavy structures such as a head fairing, designed for aerodynamic loads corresponding to the maximum pressure head.
Возможное конструктивное выполнение устройства защиты полезного груза, с помощью которого реализуется описанный выше предлагаемый способ, а также последовательность функционирования элементов средств защиты показаны на фиг.3, 4, 5.A possible structural embodiment of the payload protection device, with which the proposed method described above is implemented, as well as the sequence of functioning of the protective equipment elements are shown in Figs. 3, 4, 5.
Космическая головная часть 5 установлена на верхней ступени 11 ракеты-носителя. В состав космической головной части входят находящиеся под головным обтекателем 7 разгонный блок 10 (не является обязательным) и полезный груз 9, размещенный над разгонным блоком под теплозащитным кожухом 8 (см. фиг.4). Головной обтекатель 7 и теплозащитный кожух 8 входят в состав устройства защиты полезного груза. Головной обтекатель содержит створки 7.1, 7.2 (см. фиг.4, где они показаны в положении после сброса головного обтекателя, и фиг.3, где видна только левая створка головного обтекателя 7). Теплозащитный кожух 8 содержит створки 8.1, 8.2 (см. фиг.5, где они показаны в положении после сброса теплозащитного кожуха, и фиг.4, где видна только левая створка теплозащитного кожуха 8). В состав устройства защиты полезного груза входят также механизмы фиксации 15, 13, раскрытия и отделения 12, 14 створок, соответственно головного обтекателя 7 и теплозащитного кожуха 8. Конструкция элементов устройства защиты полезного груза - створок и механизмов их фиксации, раскрытия и отделения и принцип их действия аналогичны известным, описанным, например, в [1], с.40, [2], с.285.The space warhead 5 is mounted on the
В частности, теплозащитный кожух 8 конструктивно аналогичен известным из [2] головным обтекателям и представляет собой тонкостенную конструкцию, рассчитанную на значительно меньшие, чем для головного обтекателя нагрузки, и поэтому имеет существенно меньшую массу. Внешние обводы теплозащитного кожуха 8 определяются габаритами и формой полезного груза 9, а также требованием минимизации тепловых воздействий на полезный груз от набегающего потока. В частности, для снижения притока тепла радиус затупления лобовой части теплозащитного кожуха выбирается максимально возможным. При необходимости теплозащитный кожух 8 может быть выполнен герметичным. Его створки изготавливаются из материалов с низкой теплопроводностью и хорошими теплозащитными и звукопоглощающими свойствами, например из углепластика с сотовым заполнителем.In particular, the heat-shielding
Предлагаемое устройство защиты работает при осуществлении предлагаемого способа следующим образом.The proposed protection device operates in the implementation of the proposed method as follows.
Механизмы фиксации, раскрытия и отделения створок головного обтекателя и теплозащитного экрана имеют исполнительные элементы, при поступлении на входы которых команды на сброс обтекателя или кожуха происходят расфиксация створок, их раскрытие и механическое отделение. Механизмы фиксации используются в качестве таковых при подготовке ракеты с космической головной частью к пуску и осуществляют эту функцию в процессе полета. При поступлении команды на сброс головного обтекателя или теплозащитного кожуха фиксация снимается (происходит расфиксация), т.е. эти механизмы выполняют и функцию расфиксации. Механизмы раскрытия и отделения створок включаются в работу только по команде на сброс головного обтекателя или теплозащитного кожуха. Упомянутые исполнительные элементы названных механизмов могут быть выполнены, например, на основе пиропатронов, а команды на сброс головного обтекателя и теплозащитного кожуха могут поступать к ним в виде электрического сигнала.The mechanisms for fixing, opening and separating the flaps of the head fairing and heat shield have actuators, upon receipt of the inputs of which commands to reset the fairing or casing, the flaps are released, their opening and mechanical separation. Fixation mechanisms are used as such in preparing a rocket with a space head for launch and carry out this function during the flight. When a command is received to reset the head fairing or heat shield, the fixation is released (unlocking occurs), i.e. these mechanisms also perform the function of unlocking. The mechanisms for opening and separating the valves are included in the work only on command to reset the head fairing or heat shield. The mentioned actuating elements of the mentioned mechanisms can be executed, for example, on the basis of pyro-cartridges, and commands to reset the head fairing and the heat shield can come to them in the form of an electric signal.
Результат первой стадии этого процесса, заканчивающейся сбросом головного обтекателя, показан на фиг.4, где изображены створки 7.1, 7.2 головного обтекателя, отделившегося от космической головной части после исполнения команды, поданной в момент времени, соответствующий уменьшению аэродинамического воздействия до допустимого уровня.The result of the first stage of this process, ending with the discharge of the head fairing, is shown in Fig. 4, which shows the flaps 7.1, 7.2 of the head fairing, separated from the space head part after the execution of the command given at a time corresponding to a decrease in aerodynamic impact to an acceptable level.
Результат второй стадии, заканчивающейся сбросом теплозащитного кожуха, показан на фиг.5, где изображены отделившиеся створки 8.1, 8.2 теплозащитного кожуха после исполнения команды, поданной в момент времени, соответствующий уменьшению теплового воздействия до допустимого уровня.The result of the second stage, ending with the discharge of the heat shield, is shown in FIG. 5, which shows the separated flaps 8.1, 8.2 of the heat shield after the execution of the command given at the time corresponding to the reduction of the heat exposure to an acceptable level.
Реализация функционально сформулированных признаков изобретения, предусматривающих возможность расфиксации, раскрытия и отделения створок головного обтекателя и теплозащитного кожуха по командам, подаваемым в моменты времени, соответствующие уменьшению уровня аэродинамического и теплового воздействий до допустимых величин, возможна не только описанным выше путем, когда указанные команды поступают от системы управления ракетой-носителем. Команды могут быть сформированы и непосредственно в устройстве защиты. При этом они могут быть сформированы так же, как описано выше, т.е. в заранее рассчитанные моменты времени, и поступать от программного механизма. Однако принципиально возможно формирование таких команд на основании измерений параметров, характеризующих текущий уровень аэродинамического и теплового воздействий, с помощью соответствующих датчиков. Таким образом, в первом из трех упомянутых частных случаев указанная функция названных механизмов по расфиксации, раскрытию и отделению створок головного обтекателя и теплозащитного кожуха по указанным командам реализуется благодаря связи их исполнительных элементов с системой управления ракетой-носителем, во втором случае - с помощью программного механизма, связанного с исполнительными элементами, в третьем случае - благодаря связи исполнительных элементов с датчиками уровня аэродинамического и теплового воздействий. Возможен и такой частный случай реализации рассматриваемой функции, когда сигналы упомянутых датчиков используются не непосредственно для управления расфиксацией, раскрытием и отделением створок головного обтекателя, а предварительно анализируются в системе управления ракетой-носителем, формирующей команды, в отличие от первого случая не в заранее рассчитанные моменты времени, а с учетом результатов текущих измерений. Все эти случаи объединяет то, что механизмы фиксации, раскрытия и отделения створок головного обтекателя и теплозащитного кожуха выполнены с возможностью расфиксации, раскрытия и отделения створок по командам, подаваемым на исполнительные элементы этих механизмов в моменты времени, соответствующие снижению аэродинамических и тепловых воздействий до допустимых величин.The implementation of the functionally formulated features of the invention, providing for the possibility of unlocking, opening and separating the cusp of the head fairing and heat shield according to commands given at time points corresponding to a decrease in the level of aerodynamic and thermal effects to acceptable values, is possible not only as described above, when these commands come from launch vehicle control systems. Teams can also be formed directly in the protection device. Moreover, they can be formed in the same way as described above, i.e. at pre-calculated points in time, and come from the software mechanism. However, it is fundamentally possible to form such commands on the basis of measurements of parameters characterizing the current level of aerodynamic and thermal effects using appropriate sensors. Thus, in the first of the three particular cases mentioned, the indicated function of the above mechanisms for unlocking, opening and separating the head fairing and heat shield casing according to the indicated commands is realized due to the connection of their actuating elements with the launch vehicle control system, in the second case - using the program mechanism associated with actuators, in the third case, due to the connection of actuators with level sensors of aerodynamic and thermal effects. A special case of the implementation of the considered function is also possible, when the signals of the mentioned sensors are not used directly to control the unlocking, opening and separation of the head fairing flaps, but are preliminarily analyzed in the control system of the launch vehicle forming the commands, unlike the first case, not at pre-calculated moments time, and taking into account the results of current measurements. All these cases are united by the fact that the mechanisms of fixation, opening and separation of the head fairing flaps and heat shield are made with the possibility of unlocking, opening and separating the flaps according to the commands given to the actuators of these mechanisms at time points corresponding to the reduction of aerodynamic and thermal effects to acceptable values .
Так как относительно тяжелый головной обтекатель в случае использования предлагаемых изобретений сбрасывается раньше, чем в случае применения наиболее близких известных технических решений, то несмотря на бóльшую суммарную начальную массу средств защиты (головной обтекатель плюс дополнительный теплозащитный кожух, в сравнении только с головным обтекателем) предлагаемые изобретения дают выигрыш в конечной скорости ракеты-носителя (около 6÷12 м/с при массе теплозащитного кожуха порядка 30% от массы головного обтекателя) или соответствующий указанному выигрышу в скорости выигрыш в массе выводимого полезного груза. Величина выигрыша зависит от типа ракеты-носителя и массы теплозащитного кожуха. Выигрыш возрастает для тяжелых ракет, для которых характерна бóльшая величина интервала Δt между моментами t2 и t1 снижения теплового и аэродинамического и воздействий до допустимого уровня.Since the relatively heavy head fairing in the case of using the proposed inventions is discarded earlier than in the case of using the closest known technical solutions, despite the greater total initial mass of protective equipment (head fairing plus additional heat shield, in comparison with only the head fairing), the proposed inventions give a gain in the final velocity of the launch vehicle (about 6 ÷ 12 m / s with a mass of heat-shielding casing of about 30% of the mass of the head fairing) or corresponding the payoff indicated in the speed gain in the mass of the payload. The amount of gain depends on the type of launch vehicle and the mass of the heat shield. The gain increases for heavy missiles, which are characterized by greater value Δt interval between instants t 2 and t 1 and reducing the thermal and aerodynamic effects to an acceptable level.
В числе дополнительных преимуществ, связанных с применением теплозащитного кожуха, можно отметить следующие:Among the additional advantages associated with the use of a heat shield, the following can be noted:
- защищать от тепловых воздействий можно не весь полезный груз, а только наиболее уязвимые его элементы, что позволяет в отдельных случаях снизить массу теплозащитного кожуха;- it is possible to protect against thermal effects not all the payload, but only its most vulnerable elements, which in some cases allows reducing the mass of the heat-shielding casing;
- часть тепла, обусловленного набегающим потоком, аккумулируется створками головного обтекателя и уходит вместе с головным обтекателем после его сброса;- part of the heat caused by the oncoming flow is accumulated by the head fairing flaps and leaves together with the head fairing after its discharge;
- теплозащитный кожух позволяет снизить уровень акустических нагрузок, действующих на полезный груз на участке выведения.- a heat-shielding casing allows to reduce the level of acoustic loads acting on the payload at the removal site.
В рамках предлагаемых технических решений возможна дальнейшая оптимизация с целью снижения энергозатрат ракеты-носителя на участке выведения. Поскольку теплозащитный кожух способен осуществлять также некоторую защиту от аэродинамического воздействия, сброс головного обтекателя может быть осуществлен несколько ранее показанного на фиг.1 и 2 момента t1, определенного для прекращения защиты полезного груза от аэродинамического воздействия.Within the framework of the proposed technical solutions, further optimization is possible in order to reduce the energy consumption of the launch vehicle at the launch site. Since the heat-shielding casing is also capable of providing some protection against aerodynamic effects, the discharge of the head fairing can be carried out a little earlier than shown in FIGS. 1 and 2, moment t 1 , determined to stop protecting the payload from aerodynamic effects.
Предлагаемые способ и устройство защиты полезного груза могут быть применены как на эксплуатируемых ракетах-носителях, так и на вновь разрабатываемых. Наиболее эффективны они для ракет-носителей, у которых продолжительность активного участка в атмосфере сравнительно велика, а также при выведении полезных нагрузок; полезных грузов с повышенными требованиями по защите от воздействий набегающего потока.The proposed method and device for protecting payloads can be applied both to operational launch vehicles and to newly developed ones. They are most effective for launch vehicles, in which the duration of the active section in the atmosphere is relatively long, as well as when removing payloads; payloads with increased requirements for protection against free flow.
Источники информацииInformation sources
1. Мишин В.П. и др. Основы проектирования летательных аппаратов. Транспортные системы. М.: Машиностроение, 1985.1. Mishin V.P. et al. Fundamentals of aircraft design. Transport systems. M .: Engineering, 1985.
2. Грабин Б.В. и др. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1991.2. Grabin B.V. et al. Fundamentals of the design of spacecraft launch vehicles. M .: Engineering, 1991.
3. Основы теории полета космических аппаратов. Под ред. Г.С.Нариманова и М.К.Тихонравова. М.: Машиностроение, 1972.3. Fundamentals of the theory of spacecraft flight. Ed. G.S. Narimanova and M.K. Tikhonravova. M .: Engineering, 1972.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007123442/11A RU2340519C1 (en) | 2007-06-22 | 2007-06-22 | Method of payload protection at zero-lift trajectory of post-boost vehicle and device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007123442/11A RU2340519C1 (en) | 2007-06-22 | 2007-06-22 | Method of payload protection at zero-lift trajectory of post-boost vehicle and device for its implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2340519C1 true RU2340519C1 (en) | 2008-12-10 |
Family
ID=40194272
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007123442/11A RU2340519C1 (en) | 2007-06-22 | 2007-06-22 | Method of payload protection at zero-lift trajectory of post-boost vehicle and device for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2340519C1 (en) |
-
2007
- 2007-06-22 RU RU2007123442/11A patent/RU2340519C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ГРАБИН Б.В. и др. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. М., Машиностроение, 1991, с.285. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3699097B1 (en) | Systems and methods for launching a plurality of spacecraft | |
| CN102753439B (en) | Device for protecting sensitive areas against the impact of foreign objects | |
| RU2340519C1 (en) | Method of payload protection at zero-lift trajectory of post-boost vehicle and device for its implementation | |
| Bonetti et al. | Reusable payload fairings: Mission engineering and gnc challenges | |
| RU2489329C1 (en) | Carrier rocket | |
| Wilhite et al. | Advanced technologies for rocket single-stage-to-orbit vehicles | |
| Ryan | The difficulties with replacing crew launch abort systems with designed reliability | |
| RU2068169C1 (en) | Process of launching of rocket from aircraft | |
| Hellman et al. | Return to launch site trajectory options for a reusable booster without a secondary propulsion system | |
| McCarthy Jr et al. | Development of the Apollo launch escape system. | |
| US2692094A (en) | Composite aircraft | |
| Ogawa et al. | A Concept and Its Aerodynamic Design of a Sub-Orbital Reusable Rocket | |
| RU2346857C2 (en) | System of controlling dislocation of autonomous engine unit from acceleration rocket pod with multi-triggered cruise engine unit | |
| Yasunaga et al. | Separation jettison test of Japanese H-II rocket satellite fairing | |
| Gravlee et al. | Partial rocket reuse using mid-air recovery | |
| Davies | North American X-15 | |
| RU2190566C2 (en) | Re-entry spacecraft | |
| Sivolella | Boosting the Booster | |
| EP3310661B1 (en) | Aircraft payload launch system | |
| Zabel et al. | Pioneer Rocketry-2019 Midwest High-Power Rocket Competition | |
| August et al. | Ring wing missile for compressed carriage on an aircraft | |
| Yang et al. | Manned Landing and Recovery Technology | |
| ARMY TEST AND EVALUATION COMMAND ABERDEEN PROVING GROUND MD | Rocket Sled Testing | |
| RU2572014C1 (en) | Reduction of fall area for carrier rocket first-stage units in case of their parallel coupling | |
| GODFREY | Space Shuttle booster recovery planning |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20171110 |