RU2626797C2

RU2626797C2 - Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей

Info

Publication number: RU2626797C2
Application number: RU2015137375A
Authority: RU
Inventors: Валерий Иванович Трушляков; Яков Тимофеевич Шатров; Давид Борисович Лемперт
Priority date: 2015-09-01
Filing date: 2015-09-01
Publication date: 2017-08-01
Also published as: RU2015137375A

Abstract

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В способе минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) ракеты-носителя (РН) на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю. По результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ. На ОЧ размещают пиротехнический состав. При сжигании пиротехнический состав обеспечивает нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит их горение в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижении высоты 25-30 км осуществляют зажигание ОЧ с использованием зажигающего состава. Техническим результатом изобретения является максимальное снижение площадей, выделяемых под районы падения ОЧ РН. 5 з.п. ф-лы, 1 табл.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для сокращения районов падения отделяемых частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН). К ОЧ ступеней РН относятся: отработанные ступени (ОС), переходные отсеки (ПО), створки головных обтекателей (СГО).

Одной из основных проблем, связанных со снижением техногенного воздействия пусков РН на окружающую среду, является наличие ОЧ, что приводит к необходимости выделять значительные площади территорий для районов падения ОЧ, при этом площади районов падения ПО, СГО превышают площади районов падения ОС в 2-3 раза.

Известен «Способ спуска в атмосфере отделяемого от гиперзвукового летательного аппарата элемента, обладающего аэродинамическим качеством, и устройство для осуществления способа» [патент РФ №2086903 от 10,08.1997 г.]. Сущность изобретения заключается в стабилизация ОЧ на заданном угле атаки в плоскости симметрии при воздействии аэродинамического потока, воздействуя на ОЧ стабилизирующим моментом, равным по величине и обратным по знаку аэродинамическому моменту, действующему на отделяемый элемент на угле атаки, соответствующем нулевой аэродинамической подъемной силе и минимуму лобового аэродинамического сопротивления при гиперзвуковых скоростях полета.

Известен также «Способ минимизации зон отчуждения для ОЧ многоступенчатой РН» (патент РФ №2464526 20.10.2012 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.

К недостаткам технического решения, реализуемого прототипом, следует отнести наличие нескольких районов падения, значительную площадь необходимой зоны отчуждения, т.к. степень разрушения этих ОЧ различна, от полного сгорания до сохранения фрагментов, в связи с чем задача минимизации площадей зон отчуждения для ОЧ многоступенчатой РН остается актуальной.

Техническим результатом изобретения является максимальное снижение площадей зон отчуждения, необходимых для выделения под районы падения ОЧ.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном способе, по которому на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют участки на траектории полета для воздействия на ОЧ, формирование сигнала в процессе автономного полета ОЧ на дополнительно установленные средства и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ, согласно заявляемому техническому решению в конструкции ОЧ размещают пиротехнический состав (ПС), обеспечивающий нагрев ОЧ до температуры ее горения в набегающем потоке атмосферного воздуха, формирование сигнала на зажигание ПС, отсчитываемого от момента отделения ОЧ от РН и, по достижении высоты 25-30 км осуществляют зажигание ПС, например, с использованием зажигающего состава ЗС, а при формировании сигнала на зажигание ПС учитывают задержку на воспламенение ЗС, сгорания всего количества ПС, размещение ЗС осуществляют в нескольких местах, исходя из повышения вероятности зажигания ПС и минимизации времени сгорания ПС, а размещение ПС по поверхности ОЧ осуществляют с учетом температуры на начало задействования ПС, а в качестве ПС используется составы смесей порошкообразных металлов, например магния, алюминия, титана или их сплавов (например, смесь порошков алюминия и титана, а в качестве ЗС используются составы, например Fe₂O₃+Mg (69:31), BaO₂+Mg (78:22).

Реализация способа обеспечивается в следующей последовательности действий.

В конструкции ОЧ (СГО, ПО) размещают ПС, сгорание которого приводит к нагреву ОЧ до температуры, обеспечивающий их горение в набегающем потоке атмосферного воздуха.

Температуры ОЧ (СГО, ПО) после отделения от РН при движении на атмосферном участке траектории спуска достигают величин 300-500°С, которой недостаточно для их сгорания в атмосфере. Для создания условий их горения необходимо, например, для сплава АМг-6 обеспечение температуры до 600-650°С. Это может быть обеспечено использованием ПС, например, KClO₃+Mg. Для получения приращения температуры СГО, ПО, изготовленных из АМг-6, на 350° достаточно сжигания 3-4% от их массы (см. Trushlyakov V., Lempert D., Zarko V. The use of thermite-incendiary compositions for burning of fairing of space launch vehicle // Использование термитно-зажигательных смесей для сжигания обтекателей ракет космического назначения / 18th International Seminar "New Trends in Research of Energetic Materials. 2015. v. 2. pp. 901-904 / Pardubice, Czech Republic, April 15-17, 2015).

Установка ЗС, ПС внутри конструкции ОЧ (СГО, ПО) не представляет технических проблем, т.к. ПС может быть в виде порошков, в виде пластин (с использованием связующего материала).

По результатам расчетов определяют:

- массовый секундный приток кислорода

в составе набегающего потока атмосферного воздуха, поступающего к поверхности ОЧ S_ОЧ;

- массу кислорода

в набегающем аэродинамическом потоке воздуха в трубке траектории спуска ОЧ с каждого текущего момента времени до момента достижения высоты, например, 5 км, до которой должно закончиться сжигание ОЧ;

- массу кислорода, необходимую для сжигания ОЧ.

Масса кислорода в 1 м³ в атмосферном воздухе по высоте m_o(h) определяется в соответствии с составом земной атмосферы и соответствует примерно 23% от общей массы газов (азот ~75%, другие газы менее 2%). Таким образом, имея распределение плотности атмосферы по высоте (ГОСТ 4401-81 - Атмосфера стандартная), определяется соответствующее количество кислорода по траектории спуска ОЧ в 1 м³.

Оценка массы кислорода в столбе воздуха высотой h км и основанием 1 м² и приращение кислорода между слоями приведено в таблице 1, начиная с высоты 1 км с использованием барометрической формулы и уравнения Менделеева-Клайперона:

,

где:

P₀, h, T(h) - давление на уровне моря, высота, температура воздуха,

μ=29 г/моль - молярная масса воздуха, g=9,81M/c²,

R=8.31 Дж/(моль⋅К) - универсальная газовая постоянная.

Как следует из приведенной табл. 1, существенный прирост массы кислорода начинается с высоты 30 км.

Зная скорость движения ОЧ по траектории спуска

, можно определить скорость притока кислорода

, набегающего на поверхность ОЧ S_ОЧ в 1 с:

где:

V(t), m_o(t) - скорость полета ОЧ [м/с] и масса [кг] кислорода в 1 м³ по траектории спуска.

Предполагается, что скорость химического взаимодействия ПС с кислородом воздуха многократно превышает

и необходимое количество кислорода присоединяется ПС в процессе химической реакции из окружающей ОЧ атмосферы.

Обтекание поверхности ОЧ предполагается без отрыва потока, т.к. ОЧ совершает нестабилизируемые вращательные движения с малой угловой скоростью (менее 50 град/с).

Общая масса поступления кислорода за интервал времени (t₁, t₂), соответствующий началу (t₁) на высоте 25-30 км, и завершения процесса сжигания (t₂) на высоте, например, 5 км:

должна быть не менее требуемой

для полного сжигания ОЧ.

Это требование накладывается на параметры траектории спуска ОЧ. Время сжигания ОЧ определяется как Δt=t₂-t₁, соответственно скорость сжигания ОЧ можно оценить:

Скорость горения ПС и скорость горения ОЧ имеют разные физико-химические процессы и существенно различны. Очевидно, что скорость горения ПС (горение без кислорода с учетом притока и оттока тепла от набегающего аэродинамического потока, определяется собственным составом) выше скорости горения ОЧ (горение в набегающем потоке кислорода, приток и отток тепла от набегающего аэродинамического потока).

Количество массового секундного притока кислорода к ОЧ

, при котором начинается процесс горения всей поверхности (массы) ОЧ (либо ее части) и при котором задействуется ПС, определяется из условия скорости горения ЗС и ПС и, соответственно, скоростью потребления кислорода из набегающего потока. Например, ГО имеет массу ~1000 кг, соответственно, примерное количество ПС составит, например, 5% от массы ГО, что соответствует 50 кг ПС, количеством ЗС (составляет до 5-7 % от массы ПС) на рассматриваемом этапе можно пренебречь по сравнению с массой ПС.

Общее требуемое количество кислорода, которое должно поступить к ОЧ для сжигания за интервал времени Δt=t₂-t₁, составит: если это сплав АМг-6, то для сжигания 1 кг надо кислорода (8.9 q+6.67 w) граммов, где q - содержание Al в сплаве, % (91,1-93,68%; w - содержание Mg в сплаве 5,8-6,8%; тогда на 1 кг ГО надо 8,9⋅93+6,67⋅7=875 г, а для сжигания 1 тонны надо 875 кг кислорода.

Отсюда можно получить грубые оценки требуемого суммарного массового притока кислорода при движении ОЧ по траектории спуска с момента времени t₁ полета с высоты 25-30 км до t₂, соответствующего высоте 5 км.

С целью исключения вероятности преждевременного срабатывания ЗС и соответственно ПС отсчет времени t₁ осуществляется от момента отделения ОЧ (ПО или СГО) от РН, предлагается использовать размножитель этой команды для задействования ПС на ОЧ для сокращения времени сгорания всей массы ПС, например зажигание ПС в разных местах (до 3-4 мест).

При формировании сигнала на задействование ПС учитывается задержка на воспламенение ЗС, ПС и время горения ОЧ в кислороде набегающего аэродинамического потока. Учитывая высокую скорость движения ОЧ, малый интервал времени на сжигание ОЧ, который должен завершиться в ограниченном интервале высот, например, от 25 км до 5 км, что соответствует времени примерно 170-200 сек, при определении времени срабатывания t₁ учитывается задержка воспламенения δt ЗС и ПС, которая определяется экспериментально.

Размещение ПС осуществляют на внутренней поверхности конструкции ОЧ (ПО, СГО), при этом массу ПС на единицу площади ОЧ рассчитывают исходя из нагрева этой площади на предыдущем участке полета, например, коническая часть СГО при выведении РН на атмосферном участке траектории нагревается существенно больше, чем цилиндрическая часть, поэтому количество ПС на 1 м² конической части СГО будет меньше, чем на цилиндрической части. За время пассивного участка на внеатмосферном участке спуска возможно выравнивание температуры различных участков из-за теплопроводности, однако, значительные размеры ГО (высота до 10 м и выше, диаметры свыше 3 м), низкий коэффициент теплопроводности углепластиков по сравнению с металлами приводит к тому, что сохраняются существенные градиенты температур по поверхности ГО.

Разбивая общую поверхность ОЧ на конечное число участков, определяя температуру каждого после прохождения РН плотных слоев атмосферы к моменту задействования ПС, можно определить потребное удельное распределение ПС по поверхности. Такой дифференцированный подход к размещению массы ПС по поверхности ОЧ позволит повысить эффективность применения ПС. Учитывая тот факт, что ПС с различными связующими добавками может иметь различную плотность и прочность: от порошка (без связующих добавок) до разной прочности твердого тела.

Если конструкция ОЧ представляет собой многослойную структуру типа углепластика и имеет, например, внутри алюминиевые сотовые слои, то ПС можно поместить в эти соты при изготовлении углепластика. Свойства ПС таковы, что технологический процесс изготовления углепластика (температуры, давления, механические нагрузки) не изменяют свойства ПС, не приводят к его задействованию. Если ОЧ, например ПО, представляет собой металлическую конструкцию, то ПС может быть в виде пластин, которые можно прикреплять болтовыми соединениями, заклепками и т.д.

Размещение ЗС осуществляют в нескольких местах (до 3-4), исходя из повышения вероятности зажигания ПС и минимизации времени сгорания ПС.

В качестве ПС используются смеси порошкообразных металлов, например магния, алюминия, титана или их сплавов, например смесь порошков алюминия и титана.

В качестве ЗС используют, например, Fe₂O₃+Mg (69:31), ВаO₂+Mg (78:22) (см. Пиросправка. Справочник по взрывчатым веществам, порохам и пиротехническим составам. Издание 4. (Исправленное) Москва, 2008).

Предложенный способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей за счет того, что на отделяемых частях размещают пиротехнический состав, обеспечивающий при его сжигании нагрев отделяемых частей до температуры, при которой происходит горение отделяемых частей в набегающем потоке атмосферного воздуха по достижению высоты 25-30 км, и зажигания отделяемых частей зажигающим составом обеспечивается максимальное снижение площадей зон отчуждения, необходимых для выделения под районы падения ОЧ.

Claims

1. Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей, например створок головного обтекателя, переходных отсеков ракеты-носителя, заключающийся в том, что на этапе предполетной подготовки ракеты-носителя производят расчет параметров движения отделяемых частей до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на отделяемые части, формируют сигнал в процессе автономного полета отделяемых частей и осуществляют воздействие на конструкцию отделяемых частей, отличающийся тем, что на отделяемых частях размещают пиротехнический состав, обеспечивающий при его сжигании нагрев отделяемых частей до температуры, при которой происходит горение отделяемых частей в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижении высоты 25-30 км осуществляют зажигание отделяемых частей, например, с использованием зажигающего состава.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что сигнал на задействование зажигающего состава формируется от момента отделения отделяемых частей от ракеты-носителя.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при формировании сигнала на задействование пиротехнического состава учитывается задержка на воспламенение зажигающего состава и сгорание пиротехнического состава.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что размещение пиротехнического состава по поверхности отделяющейся части осуществляют с учетом температуры поверхности отделяющейся части на начало задействования пиротехнического состава, размещение зажигательного состава осуществляют в нескольких местах исходя из повышения вероятности зажигания, минимизации времени сгорания пиротехнического состава и отделяющейся части.

5. Способ по 1, отличающийся тем, что в качестве пиротехнического состава используется составы, например смеси порошкообразных металлов, например магния, алюминия, титана или их сплавов, например, смесь порошков алюминия и титана.

6. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве зажигательного состава используются составы, например, Fe₂O₃+Mg (69:31), BaO₂+Mg (78:22).