Обтічник ракети-носія

1. Обтічник ракети-носія, що містить поворотні стулки обтічника, основу, на якій стулки розташовані, поздовжні стики, що їх з'єднують, роз'ємні шарніри, що встановлені на основі на одній спільній прямій із спроможністю повертання за допомогою пружин системи відділення, який відрізняється тим, що шарніри повороту стулок розташовані на одній спільній прямій вздовж твірної корпусу C2 2 (19) 1 3 85761 - витрати маси на виконання поздовжніх стиків обтічника роз'ємними є суттєво більшими, ніж нероз'ємними, за рахунок виконання вимог достатньої жорсткості вільних країв стулок по кожному стику після їх розділення, - схема відділення стулок з їх розділенням призводить до найбільшого можливого розкидання їх по поверхні Землі при падінні, що потребує резервування досить великих площ районів падіння. З огляду на це стає нагальною потреба витримувати деякий додатковий вільний простір (зазор) між стулками та корисним вантажем, тим більший, чим більше діаметр обтічника, що веде до збільшення маси обтічника та втрат енергетики ракети-носія за рахунок збільшення аеродинамічного опору. До подальших втрат призводить необхідність вибору неоптимальних параметрів траєкторії, оскільки оптимальна траєкторія характеризується позитивним кутом атаки майже на усьому її протязі, або потреба здійснювати спеціальний маневр перед відділенням обтічника для приведення ракети-носія до нульового кута атаки. Великі райони падіння - це економічні втрати від виведення земель районів падіння з сільськогосподарського обігу. Аналогічна конструктивна схема покладена в основу винаходів за патентами США 5529264 [2], 5743492 [3], B64F1/04 та 6494406 [4], тощо. Найближчим до запропонованого по технічному рішенню є обтічник ракети-носія, що описаний у патенті США 5743492 [3], який обраний у якості прототипу. Обтічник ракети-носія за цим патентом містить дві стулки обтічника, основу, на якій стулки встановлені, два поздовжніх стики, що їх з'єднують, роз'ємні шарніри, що встановлені на основі на одній спільній прямій й навкруги яких стулки повертаються під час відділення від ракетиносія, та пружин, за допомогою котрих це повертання здійснюється. Такому те хнічному рішенню притаманні усі недоліки, що перераховані вище: - потреба витримувати нульові кути атаки при відділенні, - необхідність додаткового зазору для компенсації коливань вільних країв стулок при розділенні, - досить повільне розходження стулок з корисним вантажем, - досить великі витрати маси на виконання поздовжніх стиків роз'ємними, - потреба резервування відносно великих площ під райони падіння. В основу винаходу поставлена задача удосконалення конструкції обтічника ракети-носія таким чином, щоб зменшити кількість роз'ємних стиків та їх довжину, покращити динаміку відходу небезпечних точок стулок обтічника від корисного вантажу, а також дати змогу відділення обтічника як єдиного цілого за рахунок іншого взаємного розташування елементів та їх форми і взаємодії, а саме - розташування шарнірів повороту стулок на однієї спільній прямій вздовж однієї з твірних корпусу обтічника та виконання їх нероз'ємними, 4 - розташування роз'ємних шарнірів повороту обтічника на основі на одній спільній прямій симетрично відносно нероз'ємних шарнірів повороту стулок, - виконання шарнірів обтічника як єдиного шарнірного вузла. Остання риса цього винаходу є тільки йому притаманною, завдяки специфічній схемі і означає природну перевагу в тому сенсі, що дозволяє всі поворотні вузли обтічника, що потребують високої точності виготовлення та монтажу, зібрати та налагодити в умовах заводу-виробника. Поставлена задача вирішується таким чином, що в запропонованому обтічникові ракети-носія шарніри повороту стулок розташовуються на одній спільній прямій вздовж твірної корпусу обтічника та виконуються нероз'ємними, роз'ємні шарніри повороту обтічника розташовуються на основі симетрично відносно нероз'ємних шарнірів повороту стулок, а самі шарніри обтічника виконуються як єдиний шарнірний вузол, закріплений на основі та, за потребою, забезпечує закриття стулок обтічника. Для пояснення запропонованої конструкції обтічника ракети-носія додаються креслення та її детальний опис. На кресленнях зображено: На фіг. 1 - Загальний вид обтічника ракетиносія з розташуванням шарнірів повороту стулок вздовж однієї з твірних циліндричної частини корпусу обтічника; На фіг. 2 - Загальний вид обтічника ракетиносія з повністю відкритими стулками; На фіг. 3 - Загальний вид єдиного шарнірного вузла; На фіг. 4 - Схема варіанту обтічника ракетиносія з розташуванням шарнірів повороту стулок вздовж однієї з твірних зворотного конусу корпусу обтічника з повністю відкритими стулками; На фіг. 5 - Схема варіанту обтічника ракетиносія з єдиним шарнірним вузлом, виконаним у вигляді стулки, з повністю відкритими стулками; На фіг. 6 - Порівняльна діаграма динаміки відходу небезпечних точок стулок обтічника від корисного вантажу для варіанту прототипу та варіанту за винаходом. Обтічник ракети-носія за схемою винаходу (фіг. 1-3) складається з стулок 1 із роз'ємним стиком 2, нероз'ємних шарнірів 3, що розташовуються на однієї спільній прямій вздовж твірної корпусу обтічника, роз'ємних шарнірів 4, що розташовуються на основі 5 симетрично відносно нероз'ємних шарнірів 3, та пружин 6 системи повороту стулок 1 й пружини 7 системи відділення обтічника. Робота запропонованої конструкції обтічника здійснюється наступним чином. В польоті обтічник знаходиться у наступному стані: - усі складові обтічника зібрані та утворюють ущільнену порожнину, в якій розміщується корисний вантаж та відтворюється регульована атмосфера з параметрами, що забезпечують його комфортне розташування, - всередині ущільненої порожнини обтічника постійно є остаточний тиск повітря, що зосталося з 5 85761 моменту старту попри його витік при падінні зовнішнього тиску із підйомом ракети-носія на висоту, - ракета-носій йде по оптимальній траєкторії із позитивним кутом атаки і не робить спеціальних маневрів для його зменшення. За командою на відділення обтічника роз'ємний стик 2 розкривається і стулки 1 під дією остаточного тиску всередині ущільненої порожнини обтічника та пружин 6 системи повороту стулок 1 починають руха тись відносно нероз'ємних шарнірів 3. Поступово й швидкісний напір підхоплює стулки 1, та прискорює їх розворот відносно нероз'ємних шарнірів 3, а сумісно із пружинами 7 системи відділення обтічника починає рух стулок 1 та обтічника в цілому відносно роз'ємних шарнірів 4. По досягненні визначеного кута повороту шарніри 4 від'єднуються від основи 5 та обтічник відділяється від ракети-носія і продовжує вільне падіння на Землю. На фіг. 4 показано схему варіанту обтічника ракети-носія з розташуванням шарнірів повороту стулок вздовж однієї з твірних зворотного конусу корпусу обтічника з повністю відкритими стулками 1. Така схема має суттєві переваги у сенсі скорішого відкриття стулок обтічника. На фіг. 5 показано схему варіанту обтічника ракети-носія з єдиним шарнірним вузлом, виконаним у вигляді стулки 10, з повністю відкритими стулками 1. В цьому варіанті стулки 1 повертаються відносно нероз'ємних шарнірів, що розташовані за схемою винаходу відносно двох нероз'ємних поздовжніх стиків 11. 6 На фіг. 6 показана порівняльна діаграма динаміки відходу (мінімальна відстань, у міліметрах) небезпечних точок стулок обтічника діаметром 4 м від корисного вантажу для варіанту прототипу (нижня крива) та варіанту за винаходом (верхня крива) в залежності від кута розвороту стулок d. Розрахунки показують, що розходження небезпечних точок стулок обтічника діаметром від поверхні корисного вантажу у варіанті за винаходом у порівнянні із відомими аналогами здійснюється до шести разів скоріше. Таким чином, запропонована конструкція обтічника забезпечує можливість витримування оптимальних кутів атаки ракети-носія на всьому протязі польоту без будь-яких маневрів для забезпечення працездатності конструкції, дуже швидке розходження небезпечних точок стулок обтічника із корисним вантажем, економію маси за рахунок виконання значної частини поздовжніх стиків нероз'ємними, а також відділення обтічника як єдиного цілого, що дозволяє зменшити розкидання частин обтічника по поверхні Землі. Джерела інформації 1. International Reference Guide to Space Launch Systems, Second edition, 1991, ISBN 156347-129-9. 2. Патент США 5529264 від 25.06.1996p., МПК B64G1/22, B64F1/04 3. Патент США 5743492 від 28.04.1998p., МПК B64G1/22 4. Патент США 6494406 від 17.12.2002p., МПК B64G1/10 7 Комп’ютерна в ерстка Д. Шев ерун 85761 8 Підписне Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601