головной обтекатель ракеты

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 оси обтекателя, а второй элемент выполнен по кривой степенной функции, 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, при этом образующая носовой части описывается функцией

где x₁ и x₂ определяются из соотношений

и где

х - координата по продольной оси обтекателя;

r ₁ - радиус дуги окружности первого элемента;

r ₂ - радиус дуги окружности третьего элемента;

R - радиус цилиндрической части;

L - длина носовой части;

n - показатель степени.

Описание изобретения к патенту

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 при снижении прочностных требований к конструкции обтекателей.

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 [4], 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.

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

Теоретически известна форма носовой части с минимальным лобовым сопротивлением [3], образующая которой представляет собой монотонно возрастающую 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 кривой степенной функции. По своему исполнению данное техническое решение является наиболее близким к заявляемому.

Недостатки этого технического решения заключаются в том, что в точке соединения образующей носовой части с образующей цилиндрической части имеет место излом образующей, на котором происходит перестройка течения, вызывающая ударные нагрузки и увеличение коэффициента лобового сопротивления на трансзвуковых режимах полета.

Задачей изобретения является уменьшение лобового сопротивления головных обтекателей ракет и устранение ударных нагрузок, обусловленных перестройкой течения на трансзвуковых режимах.

Техническим результатом изобретения является оптимизация формы головного обтекателя ракеты, которая позволила во-первых, уменьшить коэффициент лобового сопротивления головного обтекателя ракеты как на сверхзвуковых, так и трансзвуковых режимах полета, вследствие уменьшения углов встречи набегающего потока с поверхностью обтекателя, во-вторых, устранить ударные нагрузки, обусловленные перестройкой течения на изломах образующей, на трансзвуковых режимах полета.

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 кривой степенной функции, 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, при этом образующая носовой части описывается функцией

где x₁ и х₂ определяются из соотношений

и где

- введенное для краткости обозначение;

х - координата по продольной оси обтекателя;

R₁ - радиус дуги окружности первого элемента;

R₂ - радиус дуги окружности третьего элемента;

R - радиус цилиндрической части;

L - длина носовой части;

n - показатель степени.

Оптимальный диапазон значений показателя степени n составляет 0,60-0,75 [3].

Сущность изобретения поясняется на примере сравнения коэффициентов лобового сопротивления для перечисленных форм носовых частей головных обтекателей.

На фиг.1 представлены предлагаемая форма головного обтекателя (при следующих параметрах: L/R=2,38, R1/R=0,27, R2/R=1, n=0,7), а также формы обтекателей [1-3], 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 [1], 6 - образующая носовой части обтекателя типа [2], 7 - образующая носовой части обтекателя формы [3] (при n=0,7), причем радиусы дуг окружностей первых элементов образующих носовых частей всех обтекателей одинаковы.

На фиг.2 представлены зависимости определенных по площади миделя коэффициентов лобового сопротивления Схл для указанных головных обтекателей, полученные путем обработки экспериментальных и расчетных данных, где 8 - зависимость для предлагаемого обтекателя, 9 - зависимость для обтекателя [1], 10 - зависимость для обтекателя типа [2], 11 - зависимость для обтекателя с носовой частью формы [3].

Из фиг.1 видно, что предлагаемая форма головного обтекателя позволяет уменьшить углы встречи набегающего потока на той части поверхности обтекателей [1, 2], которая вносит основной вклад в коэффициент лобового сопротивления, при этом, как и для обтекателя [2], сохранены все достоинства, обусловленные использованием в качестве образующей носовой части головного обтекателя монотонно возрастающей гладкой, не имеющей точек перегиба функции, также видно, что предлагаемая форма головного обтекателя устраняет изломы образующей, имеющие место у обтекателей с формами носовых частей [1, 3], приводящие к возникновению ударных нагрузок, обусловленных перестройкой течения на трансзвуковых режимах полета.

Сравнение показало, что для головного обтекателя ракеты, выполненного в соответствии с предложенной формулой изобретения, уменьшение коэффициента лобового сопротивления на сверхзвуковых режимах полета составляет 25-35% по сравнению с обтекателем типа [2] и 15-20% по сравнению с головным обтекателем [1]. На трансзвуковых режимах полета уменьшение коэффициента лобового сопротивления для обтекателя с предлагаемой формой носовой части составляет 20-30% по сравнению с головным обтекателем [1]. Уменьшение коэффициента лобового сопротивления по сравнению с обтекателем с формой носовой части [3] составляет 5-10% на всех режимах полета. Применение предлагаемой формы носовой части устраняет ударные нагрузки, обусловленные перестройкой течения на изломах образующей, при трансзвуковых режимах полета.

Литература

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

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

3. Аэромеханика сверхзвукового обтекания тел вращения степенной формы. М.: Машиностроитель, 1975.

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