Спосіб рятування частини літального апарата

Спосіб рятування частини літального апарата, що відокремлюється, переважно ступеня ракетиносія, який полягає у формуванні заданої орієнтації ступеня відносно набігаючого потоку при польоті в атмосфері, який відрізняється тим, що при вході в атмосферу ступінь розвертають поздовжньою віссю перпендикулярно площині польоту і утримують його в такому положенні та закручують навколо поздовжньої осі. (19) (21) a200709422 (22) 20.08.2007 (24) 10.09.2009 (46) 10.09.2009, Бюл.№ 17, 2009 р. (72) ДРОНЬ МИКОЛА МИХАЙЛОВИЧ, ХОРОЛЬСЬКИЙ ПЕТРО ГЕОРГІЙОВИЧ (73) ДНІПРОПЕТРОВСЬКИЙ НАЦІОНАЛЬНИЙ УНІВЕРСИТЕТ ІМЕНІ ОЛЕСЯ ГОНЧАРА (56) JP, 10045100 A, B64G1/24, публ. 17.02.1998. US, 6158693, B64G1/00, публ. 12.12.2000. RU, 2202500 C2, B64G1/62, 1/14, F42B15/00, публ. 20.04.2003. 3 лярно площині польоту і утримують його в такому положенні, наприклад, закручують навколо поздовжньої осі. Ступінь ракети (СР) є її основним агрегатом, що забезпечує виведення корисного вантажу на цільову орбіту. Після вироблення палива ступінь відокремлюється і по балістичній траєкторії спускається на землю. Рятування ступеня можливо, зокрема, за умов зниження кінетичної енергії в момент зустрічі з поверхнею та високої точності влучання в район падіння, що облегшує його пошук та евакуацію. Обертання ступеня навколо поздовжньої осі, яка в польоті перпендикулярна площині руху, забезпечує постійність його орієнтації відносно набігаючого потоку (просторовий кут атаки постійний і дорівнює 90 градусів) завдяки гіроскопічному ефекту і незалежності від зміни напрямку цього потоку (вектор повітряної швидкості обертається внаслідок повороту гравітаційної сили та гальмування ступеня саме в площині польоту і відносно поздовжньої осі апарата в заявленій орієнтації"). Це виключає появу режимів пікірування або кабрирування. Внаслідок збурень рух поздовжньої осі (ПО) відбувається по конусоподібній поверхні навколо перпендикуляра до площини польоту (ППП), який проходить через центр мас ступеня (ЦМС) і рухається разом з ним. Відповідно, такий же характер має рух аеродинамічної сили навколо вектора швидкості, проведеного із ЦМС. Завдяки цьому миттєвий прогнозований промах на місцевості має вигляд коливань навколо центру району падіння, тобто за їх період відбувається компенсація впливу відхилень ПО на кінцевий промах. Крім того, оскільки в збуреному русі ПО рухається навколо перпендикуляра до площини польоту, тому її відхилення від ППП найбільше впливають на боковий промах, який набагато менший за такий по дальності внаслідок того, що похідні бокового відхилення по параметрам руху на порядки менші за такі ж похідні по дальності. Тому сумарний промах очікується набагато меншим, ніж у аналогів. Оскільки найбільший нагрів конструкції відбувається з боку набігаючого потоку, то обертання ступеня приводить до рівномірного прогріву його поверхні та відносного охолодження нагрітої ділянки на боці, протилежному набіганню потоку повітря, завдяки власне обертанню та концентрації залишків компонентів палива на боці ступеня, що нагрівається. Це підвищує екологічну безпеку, тому що запобігає появі причин для порушення цілісності ступеня, в першу чергу - баків та двигунної установки, тобто усуває можливість їх вибуху та руйнування ступеня, розліт фрагментів якого звеличує розміри району падіння. Суть винаходу демонструється на кресленні. На Фіг.1 зображено траєкторію руху СР за найближчим аналогом, на Фіг.2 - зображено траєкторію руху СР за винаходом, що заявляється. Заявлений винахід реалізується в такий спосіб. Літальний апарат - ракету (Р) 1 - виводять на орбіту по траєкторії 2 (Фіг.1). Після закінчення палива в ступені 3, що відокремлюється, його відділяють від Р 1 в точці траєкторії 4. Другий ступінь 5 88049 4 ракети 1 далі рухається по траєкторії 6. Ступінь (СР) 3 рухається по власній траєкторії 7 до точки падіння 8. При цьому, за найближчим аналогом, СР 3 летить носом уперед, що приводить до максимального нагріву верхнього бака, що може привести до його вибуху і розльоту фрагментів корпусу. Оскільки, за найближчим аналогом, формування заданої орієнтації ступеня відносно набігаючого потоку при польоті в атмосфері приводить до стабілізаційних коливань по просторовому куту атаки, це веде до промаху, в першу чергу - по дальності, а також по боку. Крім того, розльот фрагментів з-за можливого вибуху веде до збільшення промахів і розмірів району падіння. За винаходом, СР 3, що рухається по траєкторії 7 (див. Фіг.2), при вході в атмосферу, тобто у її границі 9, розвертають поздовжньою віссю (ПО) перпендикулярно площині польоту, наприклад, обертанням навколо поперечної осі 10, як на позиції 11. Потім, СР 3 закручують навколо ПО, як на позиції 12, чим удержують ступінь в такому положенні до моменту падіння на землю в точці 8 завдяки створеному таким чином гіроскопічному моменту. Вказане розвертання ступеня може бути виконано за допомогою невеликих порохових двигунів. Потрібні для цього зусилля внаслідок їх виконання при вході в атмосферу, тобто практично в безповітряному просторі, набагато менші за ті, що треба реалізувати на всій ділянці спуску в атмосфері. При цьому збурюючі моменти за величинами набагато менші за ті, що діяли б, коли ПВ лежить в площині польоту, оскільки вектор повітряної швидкості обертається в площині польоту навколо поздовжньої осі апарата і не створює внаслідок цього підйомної сили. Обертання забезпечує рівномірність розподілу тепла по великій боковій поверхні ступеню а не по її відносно малій носовій або хвостовій поверхні, як в аналогах. Все це зменшує складність технічного рішення, що заявляється, по відношенню до відомих рішень. Точність влучання підвищується внаслідок вказаної орієнтації ступеня в польоті і її постійності. Рівномірність прогріву ступеня та забезпечення режиму дисипації тепла на її зворотній до набігаючого потоку стороні зменшує деформації всієї конструкції. Таким чином, вирішена задача розробки способу рятування частини літального апарата; що відокремлюється, при польоті в атмосфері мінімальної складності (всього дві операції обертання ступеня і виконання їх поза атмосферою), із забезпеченням високої точності влучання в район падіння (практичне виключення режимів пікірування або кабрирування) та підвищеної екологічної безпеки завдяки запобіганню руйнування конструкції шляхом створення умов руху з мінімальними тепловими деформаціями в польоті (рівномірний прогрів ступеня та відносне охолодження нагрітого боку). Джерела інформації 1) RU 2191140 7В 64 D 17/80. 2) US 6076771 А 7В 64 G 1/62. 3) JP 2934494В2 4163300 6В 64 G 1/62. 4) US 3168266. НКВ 244 - 138. 5) RU 2043954 СІ 6В 64 G 1/24, С 17/00. 5 88049 6) Герасюта Н.Ф., Новиков А.В., Белецкая Н.Г. Динамика полета. Основные задачи динамического проектирования ракет. - Днепропетровск: ГКБ "Южное", НПЦ "ЭКОСИ-Гидрофизика", 1998. 366с. Комп’ютерна верстка А. Крижанівський 6 7) Сихарулидзе Ю. Г. Баллистика летательных аппаратов. М.: Наука, 1982. - 352 с. 8) Пат. Україна 20362 МПК В64 G 1/00, F42 В 15/00. Підписне Тираж 28 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601