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 продольной оси обтекателя, а второй элемент выполнен по дуге окружности другого радиуса, 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, а центр дуги окружности второго элемента лежит на пересечении радиусов первого и третьего элементов, при этом образующая носовой части описывается функцией

где параметры А, В, x₁, x₂ определяются из соотношений

и где х - координата по продольной оси обтекателя;

r₁ - радиус дуги окружности первого элемента;

R₂ - радиус дуги окружности второго элемента;

r₃ - радиус дуги окружности третьего элемента;

R - радиус цилиндрической части;

L - длина носовой части.

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.

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 [3], 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. (Принят за прототип.)

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

Задачей изобретения является уменьшение лобового сопротивления головного обтекателя ракеты.

Техническим результатом изобретения является оптимизация формы головного обтекателя ракеты, позволяющая уменьшить углы встречи набегающего потока с поверхностью обтекателя и, как следствие, уменьшить коэффициент лобового сопротивления.

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 дуге окружности другого радиуса, 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, а центр дуги окружности второго элемента лежит на пересечении радиусов первого и третьего элементов, при этом образующая носовой части описывается функцией

где параметры А, В, x₁, х₂ определяются из соотношений

и где х - координата по продольной оси обтекателя,

R₁ - радиус дуги окружности первого элемента,

R₂ - радиус дуги окружности второго элемента,

R₃ - радиус дуги окружности третьего элемента,

R - радиус цилиндрической части,

L - длина носовой части.

Сущность изобретения поясняется на примере решения поставленной задачи применительно к обтекателю-прототипу, образующая носовой части которого 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 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.

На фиг.1 представлены предлагаемая форма головного обтекателя (при следующих параметрах: L/R=2,096, R₁/R=0,528, R₂/R=8,108, R₃/R=1) и форма обтекателя-прототипа, 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-прототипа, причем радиусы дуг окружностей первых элементов образующих носовых частей обоих обтекателей одинаковые.

На фиг.2 представлены зависимости определенных по площади миделя коэффициентов лобового сопротивления Схл для указанных головных обтекателей, полученные путем обработки экспериментальных и расчетных исследований, где 6 - зависимость для предлагаемого обтекателя, 7 - зависимость для обтекателя-прототипа.

Из фиг.1 видно, что предлагаемая форма головного обтекателя позволяет уменьшить углы встречи набегающего потока на той части поверхности обтекателя, которая вносит основной вклад в коэффициент лобового сопротивления, при этом сохранены все достоинства, обусловленные использованием монотонно возрастающей гладкой, не имеющей точек перегиба, функции в качестве образующей носовой части головного обтекателя.

Сравнение показало, что для головного обтекателя ракеты, выполненного в соответствии с предложенной формулой изобретения, уменьшение коэффициента лобового сопротивления составляет 25-35% на сверхзвуковых режимах полета и 15-20% на трансзвуковых режимах полета по сравнению с обтекателем-прототипом.

Литература

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

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

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