RU2553402C1 - Reusable return stage step of carrier rocket - Google Patents
Reusable return stage step of carrier rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2553402C1 RU2553402C1 RU2014113463/11A RU2014113463A RU2553402C1 RU 2553402 C1 RU2553402 C1 RU 2553402C1 RU 2014113463/11 A RU2014113463/11 A RU 2014113463/11A RU 2014113463 A RU2014113463 A RU 2014113463A RU 2553402 C1 RU2553402 C1 RU 2553402C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- fuel
- stage
- return
- nose
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться для создания возвращаемых многоразовых крылатых ступеней ракет-носителей.The invention relates to rocket and space technology and can be used to create returnable reusable winged stages of launch vehicles.
Из патентной литературы известно техническое решение, выбранное 'в качестве прототипа, где многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит установленное на корпусе прямое поворотное крыло с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета, с размещенной в нем топливной системой с топливом, обеспечивающей работу двигателей возврата (см. патент РФ №2148536, кл. B64G, 1/14 от 26.10.1999 г.).From the patent literature there is known a technical solution chosen 'as a prototype, where the reusable return stage of the launch vehicle contains a direct rotary wing mounted on the body with the possibility of fixing it in position along the axis of the stage at the launching stage and rotated 90 ° at the stage of return flight, with the fuel system located in it with fuel, which ensures the operation of return engines (see RF patent No. 2148536, class B64G, 1/14 dated 10.26.1999).
Недостатками этого технического решения являются.The disadvantages of this technical solution are.
При полете летательного аппарата с прямым крылом возможно возникновение самовозбуждающихся колебаний в крыле (флаттер).When flying an aircraft with a direct wing, the occurrence of self-excited oscillations in the wing (flutter).
При спуске - торможении наветренная поверхность крыла и особенно его носовая часть подвергается интенсивному нестационарному нагреву с большими градиентами температуры как по глубине, так и по наружной поверхности конструкции крыла. Нагрев снижает прочностные характеристики материалов конструкции, а неравномерный нагрев приводит к возникновению дополнительных температурных напряжений и короблению конструкции.During descent - braking, the windward surface of the wing, and especially its nose, undergoes intense unsteady heating with large temperature gradients both in depth and on the outer surface of the wing structure. Heating reduces the strength characteristics of construction materials, and uneven heating leads to additional temperature stresses and warpage of the structure.
Также, на этапе выведения, когда крыло находится в положении вдоль оси ступени, на конструкцию крыла действует высокое давление (определяемое длиной бака, по размаху крыла и перегрузкой вдоль оси ступени, достигающей четырех и более единиц) топлива, находящегося в нем, что утяжеляет конструкцию крыла.Also, at the removal stage, when the wing is in a position along the axis of the stage, the wing structure is subject to high pressure (determined by the length of the tank, the wing span and overload along the axis of the stage, reaching four or more units) of the fuel in it, which makes the structure heavier wings.
Задачей, на решение которой направлено данное изобретение является создание многоразовой возвращаемой ступени, в которой исключаются вышеуказанные недостатки.The problem to which this invention is directed is the creation of a reusable return stage in which the above disadvantages are eliminated.
Техническим результатом данного изобретения является улучшение противофлаттерных характеристик крыла, уменьшение температуры, температурных деформаций и температурных напряжений в конструкции крыла, повышение надежности, уменьшение массы и стоимости изготовления конструкции.The technical result of this invention is to improve the anti-flatter characteristics of the wing, reducing the temperature, temperature deformations and temperature stresses in the wing structure, increasing reliability, reducing the weight and manufacturing cost of the structure.
Этот технический результат достигается тем, что в многоразовой возвращаемой ступени ракеты-носителя, содержащей установленное на корпусе прямое поворотное крыло с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета, топливную систему с топливом, обеспечивающую работу двигателей возврата, где топливная система с топливом для двигателей возврата размещена в передней части крыла, в носке крыла, по всему его размаху в отсеках, образованных отделенными друг от друга сплошными перегородками по нервюрам, с расположением центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака, при этом в зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла в нем установлена отделяющая топливо от носка крыла наклонная теплоизолированная стенка, а сам носок в этой зоне выполнен из жаропрочного материала в виде отдельных секций, шарнирно прикрепленных к силовым панелям по своим концам, с возможностью свободного деформирования при нагреве.This technical result is achieved in that in a reusable return stage of the launch vehicle containing a direct rotary wing mounted on the body with the possibility of fixing it in a position along the axis of the stage at the launching stage and rotated 90 ° at the stage of the return flight, the fuel system with fuel, ensuring the operation of return engines, where the fuel system with fuel for return engines is located in the front part of the wing, in the nose of the wing, over its entire span in the compartments formed by separate from each other partitions along the ribs, with the central compartment located in the front of the center wing with the function of a supply tank, while in the zone of the most intense heating of the surface of the wing toe there is an inclined heat-insulated wall separating the fuel from the wing of the wing, and the toe in this zone is made of heat-resistant material in the form of separate sections, pivotally attached to power panels at their ends, with the possibility of free deformation when heated.
Предлагаемое устройство поясняется более подробно с использованием схемных чертежей, где на:The proposed device is explained in more detail using circuit diagrams, where:
- фиг. 1 показан общий вид многоразовой возвращаемой ступени ракеты-носителя;- FIG. 1 shows a general view of a reusable return stage of a launch vehicle;
- фиг. 2 показана схема крыла с расположением зон топлива;- FIG. 2 shows a diagram of a wing with an arrangement of fuel zones;
- фиг. 3 показана схема секции носка крыла.- FIG. 3 shows a diagram of a wing toe section.
Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя 1 содержит установленное на корпусе прямое поворотное крыло 2 с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения 3 и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета 4, топливную систему 5 с топливом 6, обеспечивающую работу двигателей возврата 7. Топливо для двигателей возврата размещено в передней части крыла, в том числе и в носке крыла 8, по всему размаху в отсеках, образованных отделенными друг от друга по нервюрам сплошными перегородками 9, с расположением центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака 10, при этом в зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла 11 топливо отделено от носка крыла наклонной теплоизолированной 12 стенкой 13, а сам носок в этой зоне выполнен из жаропрочного материала в виде отдельных секций 14, шарнирно 15 прикрепленных к силовым панелям 16 по своим концам, с возможностью свободного деформирования при нагреве.The reusable return stage of the launch vehicle 1 comprises a direct rotary wing 2 mounted on the body with the possibility of fixing it in position along the axis of the stage at the launching stage 3 and rotated 90 ° at the stage of the return flight 4, the
Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя с установленным на корпусе прямым поворотным крылом на этапе выведения, спуска и возвратного полета подвергается воздействию различных нагрузок (аэродинамических, тепловых, вибрационных, акустических и др.).The reusable return stage of the launch vehicle with a direct rotary wing mounted on the hull at the stage of launch, descent and return flight is exposed to various loads (aerodynamic, thermal, vibrational, acoustic, etc.).
При возвратном полете ступени с прямым крылом возможно возникновение самовозбуждающихся колебаний в крыле (флаттер).During the return flight of a step with a direct wing, self-excited oscillations in the wing (flutter) may occur.
При спуске - торможении наветренная поверхность крыла и особенно его носовая часть подвергается интенсивному неравномерному нестационарному нагреву. Нагрев снижает прочностные характеристики материалов конструкции, а неравномерный нагрев приводит к возникновению дополнительных температурных напряжений и короблению конструкции.During descent - braking, the windward surface of the wing, and especially its nose, undergoes intense non-uniform non-stationary heating. Heating reduces the strength characteristics of construction materials, and uneven heating leads to additional temperature stresses and warpage of the structure.
На этапе выведения, когда крыло находится в положении вдоль оси ступени, на конструкцию крыла действует высокое давление топлива, находящегося в нем (давление определяется длиной бака, по размаху крыла, и перегрузкой вдоль оси ступени, достигающей четырех и более единиц).At the withdrawal stage, when the wing is in a position along the axis of the stage, the wing structure is affected by the high pressure of the fuel in it (pressure is determined by the length of the tank, the wing span, and overload along the axis of the stage, reaching four or more units).
Данное изобретение уменьшает негативное воздействие этих факторов. Размещение топлива для двигателей возврата в передней части крыла, в том числе и в носках крыла по всему размаху:The present invention reduces the negative effects of these factors. Placement of fuel for return engines in the front of the wing, including in the socks of the wing throughout the whole range:
- смещает вперед линию центров тяжести сечений крыла, сближая ее с линией его центров жесткости и с линией его центров давления (фокусом), что существенно улучшает противофлаттерные характеристики крыла. При совмещении центров тяжести с центрами жесткости или с фокусами крыла флаттер невозможен;- shifts forward the line of centers of gravity of the wing sections, bringing it closer to the line of its centers of stiffness and the line of its centers of pressure (focus), which significantly improves the antiflatter characteristics of the wing. When combining the centers of gravity with the centers of rigidity or with the foci of the wing, flutter is impossible;
- уменьшает температуру конструкции наиболее нагреваемой передней части крыла, за счет большой теплоемкости топлива, находящегося в нем, что снижает температурные деформации и температурные напряжения в конструкции и, следовательно, снижает массу конструкции,- reduces the temperature of the structure of the most heated front of the wing, due to the large heat capacity of the fuel located in it, which reduces thermal deformation and temperature stresses in the structure and, therefore, reduces the mass of the structure,
- позволяет использовать для панелей передней части крыла и даже носков крыла высокопрочные технологичные алюминиевые сплавы, снижающие массу конструкции и стоимость ее изготовления.- allows you to use high-strength technological aluminum alloys for the panels of the front of the wing and even the socks of the wing, which reduce the weight of the structure and the cost of its manufacture.
При размещении топлива в отсеках, образованных отделенными друг от друга сплошными перегородками по нервюрам уменьшается давление топлива в отсеках, что снижает массу конструкции.When placing fuel in the compartments formed by solid partitions separated from each other by ribs, the fuel pressure in the compartments decreases, which reduces the mass of the structure.
Расположение центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака уменьшает разбежку центровки ступени при вырабатывании топлива.The location of the central compartment in front of the center section with the function of the supply tank reduces the misalignment of the centering of the stage when generating fuel.
Отделение топлива от носка наклонной теплоизолированной стенкой в локальной зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла (зона падения на крыло ударной волны от носового обтекателя корпуса ступени, тепловые потоки к носку в этой зоне возрастают в два и более раз):Separation of fuel from the nose by an inclined heat-insulated wall in the local zone of the most intense heating of the wing nose surface (the zone of impact on the wing of the shock wave from the nose fairing of the stage body, the heat fluxes to the nose in this zone increase by two or more times):
- предотвращает перегрев топлива, прилегающего непосредственно к поверхности носка, с образованием паровой фазы и смолистых веществ (уменьшение теплоотвода от стенки носка паровой фазой топлива может привести к прогару носка крыла, а образование смолистых веществ может нарушить работу топливной системы);- prevents overheating of the fuel adjacent directly to the surface of the sock, with the formation of the vapor phase and resinous substances (a decrease in heat removal from the wall of the sock by the vapor phase of the fuel can lead to burnout of the wing sock, and the formation of resinous substances can disrupt the fuel system);
- наклон стенки с теплоизоляцией минимизирует размеры горячего носка и разницу температур на его поверхности, что уменьшает его массу, температурные деформации и температурные напряжения в нем.- the inclination of the wall with thermal insulation minimizes the size of the hot toe and the temperature difference on its surface, which reduces its mass, thermal deformation and temperature stresses in it.
Выполнение носка из жаропрочного материала в виде отдельных секций, шарнирно прикрепленных к силовым панелям по своим концам, дает возможность конструкции носка свободно деформироваться при нагреве этой зоны и уменьшает температурные деформации и температурные напряжения в нем.The implementation of the sock of heat-resistant material in the form of separate sections, pivotally attached to the power panels at their ends, allows the design of the sock to freely deform when this zone is heated and reduces thermal deformation and temperature stresses in it.
Благодаря такому выполнению многоразовой возвращаемой ступени достигается поставленный технический результат, а именно:Thanks to such a reusable return stage, the desired technical result is achieved, namely:
- улучшение противофлаттерных характеристик крыла;- improvement of anti-flutter characteristics of the wing;
- уменьшение температуры, температурных деформаций и температурных напряжений в конструкции крыла;- reduction of temperature, temperature deformation and temperature stresses in the wing structure;
- повышение надежности;- increased reliability;
- уменьшение массы конструкции;- reduction in the mass of the structure;
- уменьшение стоимости изготовления конструкции.- reducing the cost of manufacturing the structure.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014113463/11A RU2553402C1 (en) | 2014-04-08 | 2014-04-08 | Reusable return stage step of carrier rocket |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014113463/11A RU2553402C1 (en) | 2014-04-08 | 2014-04-08 | Reusable return stage step of carrier rocket |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2553402C1 true RU2553402C1 (en) | 2015-06-10 |
Family
ID=53295340
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014113463/11A RU2553402C1 (en) | 2014-04-08 | 2014-04-08 | Reusable return stage step of carrier rocket |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2553402C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2148536C1 (en) * | 1999-10-26 | 2000-05-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Recoverable booster of first stage of launch vehicle |
US6612522B1 (en) * | 1998-03-17 | 2003-09-02 | Starcraft Boosters, Inc. | Flyback booster with removable rocket propulsion module |
RU2233772C2 (en) * | 1998-12-31 | 2004-08-10 | Спейс Аксесс, Ллс | Payload launching and transportation system |
US8047472B1 (en) * | 2006-06-06 | 2011-11-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Ram booster |
-
2014
- 2014-04-08 RU RU2014113463/11A patent/RU2553402C1/en active IP Right Revival
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6612522B1 (en) * | 1998-03-17 | 2003-09-02 | Starcraft Boosters, Inc. | Flyback booster with removable rocket propulsion module |
RU2233772C2 (en) * | 1998-12-31 | 2004-08-10 | Спейс Аксесс, Ллс | Payload launching and transportation system |
RU2148536C1 (en) * | 1999-10-26 | 2000-05-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Recoverable booster of first stage of launch vehicle |
US8047472B1 (en) * | 2006-06-06 | 2011-11-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Ram booster |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5291830A (en) | Dual-mode semi-passive nosetip for a hypersonic weapon | |
US20170021917A1 (en) | Aerodynamically oriented thermal protection system of hypersonic vehicles | |
US9891031B2 (en) | Missile structural wall for thermal protection fairing | |
US2470120A (en) | Method of bombing from fast moving planes | |
US9952026B2 (en) | In-flight insulation generation using matrix-based heat sink for missiles and other flight vehicles | |
CN107074343A (en) | aircraft battery containment pod | |
WO2014168923A3 (en) | Heat generating transfer orbit shield | |
CN201803788U (en) | Inherent frequency acquisition device for 600-DEG-C high-temperature thermal vibration coupling tests on airfoils of high-speed cruise missiles | |
RU2553402C1 (en) | Reusable return stage step of carrier rocket | |
ES2775446T3 (en) | Drive device for ejection of at least a removable part of a missile, in particular of a bonnet | |
US10017260B2 (en) | Nacelles for aircraft engines with de-icing systems using a two-phase fluid | |
RU2626797C2 (en) | Method of minimizing zones of detachable parts exclusion of carrier rocket | |
Kobayashi et al. | Experimental study on aerodynamic characteristics of telescopic aerospikes with multiple disks | |
RU2611795C1 (en) | Jet projectile | |
RU2680949C2 (en) | Aerodynamic steering wheel of a hypersonic aircraft in the conditions of its aerodynamic heating | |
RU2316088C1 (en) | Flying vehicle antenna fairing | |
RU2494504C1 (en) | Antenna dome | |
RU2313162C9 (en) | Antenna dome | |
GB2522080A (en) | Low weight aircraft engine intake pre-cooler | |
JP6383296B2 (en) | Flying object and combination of flying object and mother aircraft | |
Elnikov | The analysis of a transfer Earth Mars with a lunar gravity assist maneuver and use of a small thrust | |
US9677861B2 (en) | Flechette weapon system and method employing minimal energetic material | |
RU2016106399A (en) | HYPERSONIC AIRCRAFT | |
Aveline et al. | Author Correction: Observation of Bose-Einstein condensates in an Earth-orbiting research lab | |
RU113240U1 (en) | PARAJUT TO RESCUE THE EXPLAINED STAGES OF ROCKETS AND OTHER PARTS OF THE SYSTEMS FOR THE ORGANIZATION OF GOODS |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160409 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170614 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20200212 |