RU2585395C1

RU2585395C1 - Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts

Info

Publication number: RU2585395C1
Application number: RU2014151590/11A
Authority: RU
Inventors: Валерий Иванович Трушляков; Яков Тимофеевич Шатров
Priority date: 2014-12-18
Filing date: 2014-12-18
Publication date: 2016-05-27

Abstract

FIELD: rocket equipment; astronautics.

SUBSTANCE: invention can be used to reduce space rockets (SR) separating parts (SP) falling areas. In method of minimising SP exclusion zones extra heat required for combustion of SP in atmospheric part descent path to preset height, on which their combustion in atmosphere must end on is determined. Specific weight of power material is placed in a SP structure, for example, into cellular cells of shell nose cone structure.

EFFECT: reduced area of required exclusion.

1 cl

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для сокращения районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН). К ОЧ ступеней РН относятся: отработанные ступени (ОС), переходные отсеки (ПО), створки головных обтекателей (СГО).The invention relates to rocket and space technology and can be used to reduce the areas of incidence of the separating parts (OCH) of the stages of launch vehicles. The PH stages of the PH include: spent stages (OS), transition compartments (ON), head fairing flaps (SHO).

Одной из основных проблем, связанных со снижением техногенного воздействия пусков РН на окружающую среду, является наличие ОЧ, что приводит к необходимости выделять значительные территории для районов падения ОЧ, а наличие невырабатываемых остатков жидкого топлива в баках ОС приводят к взрывам на орбитах, проливам компонентов топлива в районах падения, увеличению разбросов фрагментов ОЧ, использованию энергетически неоптимальных схем выведения и т.д.One of the main problems associated with the reduction of the technogenic impact of LV launches on the environment is the presence of NF, which leads to the need to allocate significant territories for the areas of the NF drop, and the presence of undeveloped residual liquid fuel in the OS tanks leads to explosions in orbits and spills of fuel components in areas of incidence, an increase in the dispersion of fragments of HF, the use of energetically non-optimal excretion schemes, etc.

Известен «Способ спуска в атмосфере отделяемого от гиперзвукового летательного аппарата элемента, обладающего аэродинамическим качеством, и устройство для осуществления способа» (патент РФ №2086903, МПК F42B 15/00, 1997). Сущность данного технического решения состоит в том, что на этапе предполетной подготовки многоступенчатой ракеты-носителя производят расчет параметров движения отделяемых частей ракеты-носителя до момента опускания их на землю и по результатам расчетов определяют необходимую зону отчуждения.The well-known "Method of descent in the atmosphere detachable from a hypersonic aircraft an element with aerodynamic quality, and a device for implementing the method" (RF patent No. 2086903, IPC F42B 15/00, 1997). The essence of this technical solution lies in the fact that at the stage of preflight preparation of a multi-stage launch vehicle, the motion parameters of the separated parts of the launch vehicle are calculated until they are lowered to the ground and the necessary exclusion zone is determined from the calculation results.

Известен также «Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя» (патент РФ №2464526, МПК F42B 15/36, 2012 г.), по которому на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют необходимую зону отчуждения, в конструкции ОЧ выделяют элементы, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от РН, для этих отдельно летящих элементов ОЧ рассчитывают зоны необходимого отчуждения, и после отделения ОЧ от РН в процессе автономного полета этих частей на участке траектории до момента вхождения в плотные слои атмосферы формируют сигнал на средства членения и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ для их физического разделения на выделенные элементы.Also known is the “Method of minimizing exclusion zones for the detachable parts of a multi-stage launch vehicle” (RF patent No. 2464526, IPC F42B 15/36, 2012), according to which at the stage of preflight preparation the LV calculates the parameters of the movement of the IF until they fall to the ground and according to the calculation results, the necessary exclusion zone is determined, elements that differ in the degree of their destruction in the dense layers of the atmosphere after separation from the LV are distinguished in the design of the HF, zones of the necessary exclusion are calculated for these separately flying HF elements, and after Separation of the IF from the LV during the autonomous flight of these parts on the trajectory until they enter the dense layers of the atmosphere form a signal on the means of division and influence the design of the OFP for their physical separation into selected elements.

К недостаткам технического решения прототипа следует отнести наличие нескольких районов падения, значительную площадь зоны необходимого отчуждения т.к. степень разрушения этих ОЧ различна, от полного сгорания до сохранения фрагментов, в связи с чем задача минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя решается недостаточно и остается актуальной.The disadvantages of the technical solution of the prototype include the presence of several areas of decline, a significant area of the zone of necessary alienation the degree of destruction of these GPs is different, from complete combustion to preservation of fragments, and therefore the problem of minimizing exclusion zones for the detachable parts of a multi-stage launch vehicle is not sufficiently solved and remains relevant.

Техническим результатом предлагаемого технического решения является максимальное снижение площади зоны необходимого отчуждения.The technical result of the proposed technical solution is the maximum reduction in the area of the zone of necessary exclusion.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном способе, по которому на этапе предполетной подготовки РН выделяют элементы ОЧ, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от ракеты-носителя, производят расчет параметров движения ОЧ РН до момента падения их на землю, согласно заявляемому техническому решению рассчитывают количество теплоты, получаемой ОЧ за счет аэродинамического нагрева при движении на атмосферном участке траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться ее сгорание, рассчитывают необходимое дополнительное количество теплоты для обеспечения полного сгорания ОЧ в атмосфере до достижения заданной высоты полета, определяют необходимое количество энергетического материала для обеспечения рассчитанного повышения температуры ОЧ, размещают его в конструкции ОЧ и после отделения ОЧ от РН в процессе автономного полета ОЧ на участке траектории до момента вхождения в плотные слои атмосферы формируют сигнал на возгорание энергетического материала по достижении заданной температуры.The specified technical result is achieved due to the fact that in the known method, in which at the stage of preflight preparation of the LV, elements of the OCh are distinguished, which differ in the degree of their destruction in the dense layers of the atmosphere after separation from the launch vehicle, the motion parameters of the OCh of the RV are calculated until they fall to the ground, according to the claimed technical solution, the amount of heat received by the PF due to aerodynamic heating is calculated when moving in the atmospheric section of the descent trajectory to a predetermined height at which it is false to end its combustion, the necessary additional amount of heat is calculated to ensure complete combustion of the HF in the atmosphere until the specified flight altitude is reached, the necessary amount of energy material is determined to ensure the calculated increase in the HF temperature, it is placed in the HF design and after separation of the HF from the LV during an autonomous flight At the site of the trajectory until the moment it enters the dense layers of the atmosphere, they generate a signal for ignition of the energy material upon reaching a predetermined rate ture.

Реализация предлагаемого технического решения.Implementation of the proposed technical solution.

1. Расчет полного количества подведенного тепла Q_тп к ОЧ за время снижения до заданной высоты проводится в соответствии с расчетной формулой (2.40), приведенной на стр. 115 кн. 1. Инженерный справочник по космической технике. Изд. 2-е, перераб. и доп. Под ред. А.В. Солодова. М., Воениздат, 1977, 430 с.1. Calculation of the total amount of heat supplied Q _tp to OCh for the time of reduction to a given height is carried out in accordance with the calculation formula (2.40), given on page 115 of the book. 1. Engineering reference for space technology. Ed. 2nd, rev. and add. Ed. A.V. Solodova. M., Military Publishing, 1977, 430 p.

2. Расчет требуемого количества теплоты Q_тт, обеспечивающего полное сгорание ОЧ в условиях набегающего аэродинамического потока, основан на большой базе данных параметров входа в атмосферу известных конструкций отработанных ступеней РН, КА и соответствующих математических моделях, приведенный, например, в кн. 2. Программный комплекс НАСА расчета сгорания тел при входе в атмосферу. / General Input Requirements for Object Reentry Survival Analysis Tool (ORSAT). http://orbitaldebris.jsc.nasa.gov/reentry/orsat.html.2. The calculation of the required amount of heat Q _tt , which ensures complete combustion of the OC in the conditions of an oncoming aerodynamic flow, is based on a large database of parameters of entry into the atmosphere of the known constructions of spent LV, spacecraft and corresponding mathematical models, given, for example, in the book. 2. NASA software package for calculating the combustion of bodies at the entrance to the atmosphere. / General Input Requirements for Object Reentry Survival Analysis Tool (ORSAT). http://orbitaldebris.jsc.nasa.gov/reentry/orsat.html.

Дополнительное количество теплоты ΔQ определяется как разница между значениямиAdditional heat ΔQ is defined as the difference between the values

3. Дополнительное тепловое воздействие на ОЧ может осуществляться различными методами, например:3. Additional thermal effect on the HF can be carried out by various methods, for example:

- за счет инициирования размещенных в конструкции ЭМ материалов, выделяющих дополнительное количество теплоты;- due to the initiation of materials placed in the design of EM, emitting additional heat;

- подача энергии за счет лазерного воздействия с наземной станции.- energy supply due to laser exposure from a ground station.

Например, современные конструкции головных обтекателей представляют собой трехслойные сотовые конструкции, которые возможно заполнить ЭМ, который можно инициировать с помощью теплового реле, либо выбором свойства ЭМ, который инициируется самостоятельно по достижению заданной температуры.For example, modern designs of head fairings are three-layer honeycomb structures that can be filled with EM, which can be initiated using a thermal relay, or by selecting the EM property, which is initiated independently upon reaching a given temperature.

Масса ЭМ определяется в соответствии с формулойThe mass of the EM is determined in accordance with the formula

где q_ЭM - количество теплоты, выделяемое при сгорании 1 кг ЭМ.where q _EM is the amount of heat released during the combustion of 1 kg of EM.

Использование предлагаемого технического решения позволит решить 2 важнейшие проблемы, свойственные ракетно-космической технике:Using the proposed technical solution will solve 2 of the most important problems inherent in rocket and space technology:

- в значительной степени уменьшить, а в ряде случаев избавиться от зоны отчуждения, выделяемой, например, для СГО, ОС, в частности, наиболее эффективно для верхних ступеней РН, спускаемых с орбит;- to significantly reduce, and in some cases get rid of the exclusion zone, allocated, for example, for the SSS, OS, in particular, most effectively for the upper stages of the LV launched from orbits;

- обеспечить выбор более энергетически оптимальной схемы выведения РН за счет снятия дополнительного граничного условия по обеспечению падения, например, СГО в заданный район радения, при расчете программы тангажа, что приводит к повышению массы выводимой полезной нагрузки, компенсирующей увеличение массы СГО за счет размещения ЭМ.- to provide a choice of a more energetically optimal launch vehicle removal scheme by removing an additional boundary condition for ensuring a fall, for example, of the SSS in a given region of gladness, when calculating the pitch program, which leads to an increase in the mass of the payload that compensates for the increase in the mass of the SGO due to the placement of EM.

В качестве ЭМ можно использовать различные твердотопливные составы, например NaClO₃+Mg+CaO₂, C₆H_7.31N_2.69O_10.3, N₄H₄O₄+C_18.96H_34.64N_19.16O_29.32+AlH₃, N₄H₄O₄+C_73.2H_120.9+Al и т.д.Various solid fuel compositions can be used as EMs, for example, NaClO ₃ + Mg + CaO ₂ , C ₆ H _7.31 N _2.69 O _10.3 , N ₄ H ₄ O ₄ + C _18.96 H _34.64 N _19.16 O _29.32 + AlH ₃ , N ₄ H ₄ O ₄ + C _73.2 H _120.9 + Al, etc.

Конкретный выбор ЭМ будет определяться конструкцией СГО или ступени, количеством тепла, которое необходимо подвести к конкретному участку ОЧ для полного сгорания при движении в атмосфере до заданной высоты, например до высоты 10 км.The specific choice of EM will be determined by the design of the SSS or stage, the amount of heat that must be brought to a specific section of the OR for complete combustion when moving in the atmosphere to a given height, for example, to a height of 10 km.

В качестве примера реализации способа рассматривается обеспечение сжигания в атмосфере СГО.As an example of the implementation of the method, the provision of combustion in the atmosphere of the CGO is considered.

В настоящее время СГО представляют собой сотовые конструкции, изготовленные с применением многослойных композиционных материалов, например обтекатели РН семейства «Союз», «Протон».At present, SGOs are honeycomb structures made using multilayer composite materials, for example, Soyuz and Proton launch vehicle fairings.

В процессе выведения РН происходит нагрев СГО до температуры порядка 300°C (в зависимости от типа РН, траектории выведения), после их отделения часть траектории проходит на внеатмосферном участке полета, где тепловые притоки только от Земли и Солнца, при входе в атмосферу температура СГО начинает повышаться, но ее недостаточно для того, чтобы сгореть (газифицироваться) СГО до заданной высоты, например 10 км.In the process of launch vehicle launch, the LHG is heated to a temperature of the order of 300 ° C (depending on the type of launch vehicle, launch trajectory), after their separation, part of the trajectory passes through the extra-atmospheric portion of the flight, where heat flows only from the Earth and the Sun, when the atmosphere enters the atmosphere begins to rise, but it is not enough to burn (gasify) the SSS to a given height, for example 10 km.

Для доведения температуры СГО до сгорания необходимо дополнительное количество теплоты (1), которую предлагается добавить за счет теплового воздействия ЭМ, при этом скорость приращения теплоты СГО не должна приводить к разлету (взрыву) и, как следствие, недополучению необходимого количества теплоты для газификации. В этой связи ЭМ размещают равномерно непосредственно в сотах конструкции той части СГО, которой необходима дополнительная теплота для сгорания, при этом распределение массы ЭМ по внутренней поверхности СГО обеспечивает максимальную теплопередачу необходимого количества теплоты от ЭМ к элементам конструкции СГО без взрыва, когда теплота не успевает перейти в сжигаемую конструкцию.To bring the temperature of the CGO to combustion, an additional amount of heat (1) is required, which is proposed to be added due to the thermal effect of EM, while the rate of increase in the heat of the CGO should not lead to expansion (explosion) and, as a result, to the undersupply of the required amount of heat for gasification. In this regard, EMs are placed uniformly directly in the honeycomb structure of the part of the GMS that needs additional heat for combustion, while the mass distribution of the EM on the inner surface of the GMS provides the maximum heat transfer of the required amount of heat from the EM to the elements of the GMS without explosion when the heat does not have time to go over into a combustible structure.

Claims

A method of minimizing exclusion zones for the detachable parts (OCh) of a multi-stage launch vehicle (LV), which consists in the fact that at the stage of pre-flight preparation of the LV, elements of the OCh are distinguished, which differ in the degree of their destruction in the dense layers of the atmosphere after separation from the carrier rocket, the parameters of the movement of the RN PH until they fall to the ground, characterized in that they calculate the amount of heat received by the RN due to aerodynamic heating when moving in the atmospheric section of the descent trajectory to a given height, to The combustion should end, and the necessary additional amount of heat to ensure complete combustion of the HF in the atmosphere before reaching the specified flight altitude, determine the necessary amount of energy material to provide the calculated increase in the temperature of the HF, place it in the design of the HF and after separating the HF from the LV during the autonomous process the flight of the ocher on the trajectory until the moment it enters the dense layers of the atmosphere forms a signal for its ignition upon reaching the set temperature.