RU2700150C1 - Method for minimization of exclusion zones for carrier rocket separating parts and device for its implementation - Google Patents

Method for minimization of exclusion zones for carrier rocket separating parts and device for its implementation Download PDF

Info

Publication number
RU2700150C1
RU2700150C1 RU2018124085A RU2018124085A RU2700150C1 RU 2700150 C1 RU2700150 C1 RU 2700150C1 RU 2018124085 A RU2018124085 A RU 2018124085A RU 2018124085 A RU2018124085 A RU 2018124085A RU 2700150 C1 RU2700150 C1 RU 2700150C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion
module
oxygen
propane
determined
Prior art date
Application number
RU2018124085A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Иванович Трушляков
Денис Юрьевич Давыдович
Юлия Вячеславовна Иордан
Давид Борисович Лемперт
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"
Priority to RU2018124085A priority Critical patent/RU2700150C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2700150C1 publication Critical patent/RU2700150C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Air Bags (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: group of inventions relates to aerospace engineering and can be used to reduce areas of falling parts of carrier rocket stages. Method consists in the fact that at the pre-flight preparation stage of the carrier rocket the parameters of the motion of the separating parts – SP are determined to their falling to the ground. Based on the results of calculations, sections are determined on escapement path for impact on SP. Signal is generated during autonomous flight of SP and additional structure is subjected to impact on structure. When forming SP from polymer composite materials, a combustion system consisting of several modules is installed on the structure of SP, providing for thermal loading of extracted masses of the structure of SP by supplying heat contained in combustion products of a mixture of oxygen and propane gases. Amount of heat released by each module is determined from the condition for heating the selected mass of the SP structure to the combustion temperature. Ratio of mass seconds flow of oxygen and propane in a specific module of the combustion system, direction of movement of jets of combustion products is determined from the condition of ensuring operability of the module structure on the interval of heating time, minimum reserves of oxygen and propane. Number of modules - points of thermal loading of structure of SP for providing heating of selected mass of structure of SP to combustion temperature is selected from condition of combustion of structure SP at specified time interval.
EFFECT: reduction of areas of falling of separating parts by their burning at atmospheric section of descent trajectory.
2 cl, 3 dwg

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: отработавшие ступени, межступенные переходные отсеки, створки головных обтекателей.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 include: spent stages, interstage transition compartments, head fairing flaps.

Одной из основных проблем, связанных со снижением техногенного воздействия пусков РН на окружающую среду, является наличие ОЧ, что приводит к необходимости выделять значительные площади зон отчуждения на территориях и акваториях поверхности Земли для районов падения ОЧ.One of the main problems associated with the reduction of the technogenic impact of LV launches on the environment is the presence of PF, which leads to the need to allocate significant areas of exclusion zones in the territories and water areas of the Earth's surface for areas of PF incidence.

Известен «Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя» (патент РФ №2464526 МПК F42B 15/36), 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.The well-known "Method of minimizing exclusion zones for the detachable parts of a multi-stage launch vehicle" (RF patent No. 2464526 IPC F42B 15/36), according to which at the stage of pre-flight preparation of the LV, the parameters of the movement of the IF are calculated until they fall to Earth and the necessary the exclusion zone, in the construction of the OCh, elements are distinguished that differ in the degree of their destruction in the dense layers of the atmosphere after separation from the LV, for these separately flying elements of the OCh, zones of the necessary alienation are calculated and, after separation, О P from the LV during the autonomous flight of these parts on the trajectory until the moment they enter the dense layers of the atmosphere, they form a signal on the means of division and influence the design of the optical elements for their physical separation into selected elements.

Прототипом предлагаемого технического решения является "Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя" (патент РФ №2626797 МПК F42B 15/00, B64G 1/64) по которому минимизация зон отчуждения для ОЧ, например, створок головных обтекателей, переходных отсеков РН, заключается в том, что на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формирование сигнала в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ, на ОЧ размещают пиротехнический состав (ПС), обеспечивающий при его сжигании, нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит горение ОЧ в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижению высоты 25-30 км осуществляют зажигание ОЧ, например, с использованием зажигающего состава, сигнал на задействование зажигающего состава формируются от момента отделения ОЧ от РН, при формировании сигнала на задействование ПС учитывается задержка на воспламенение зажигающего состава и сгорание ПС, размещение ПС по поверхности ОЧ осуществляют с учетом температуры поверхности ОЧ на начало задействования ПС, размещение зажигательного состава осуществляют в нескольких местах, исходя из повышения вероятности зажигания, минимизации времени сгорания ПС и ОЧ, в качестве ПС используется составы, например, смеси порошкообразных металлов, например, магния, алюминия, титана или их сплавов (например, смесь порошков алюминия и титана), в качестве зажигательного состава используются составы, например, Fe2O3+Mg (69:31), ВаО2+Mg (78:22).The prototype of the proposed technical solution is the "Method of minimizing the exclusion zones of the separated parts of the launch vehicle" (RF patent No. 2626797 IPC F42B 15/00, B64G 1/64) according to which the minimization of the exclusion zones for OCh, for example, head fairing flaps, transition compartment PH, consists in the fact that at the stage of pre-flight preparation of the LV, the parameters of the VL movement are calculated until they fall to the ground and the results of the calculations determine the sections on the descent trajectory for impact on the VL, the formation of a signal during an autonomous flight О H and carry out the impact on the design of the HF, the pyrotechnic composition (PS) is placed on the HF, which ensures, when it is burned, the HF is heated to the temperature at which the HF is burned in the incoming air flow, when the altitude reaches 25-30 km, the HF is ignited, for example , using the ignition train, a signal to activate the ignition train is formed from the moment of separation of the RF from the LV, when generating a signal to activate the PS, the ignition train ignition delay and combustion of the PS, size Substitution of PS along the surface of the OCh is carried out taking into account the surface temperature of the OCh at the beginning of the engagement of the PS, the placement of the incendiary composition is carried out in several places, based on increasing the probability of ignition, minimizing the combustion time of the PS and OCh, as a PS, compositions are used, for example, mixtures of powdered metals, for example , magnesium, aluminum, titanium or their alloys (for example, a mixture of aluminum and titanium powders), the compositions used, for example, are Fe 2 O 3 + Mg (69:31), BaO 2 + Mg (78:22) as an incendiary composition.

При применении этого способа к сжиганию ОЧ типа современных головных обтекателей (ГО), представляющих собой конструкции из полимерных композиционных материалов типа углепластика и алюминиевого сотового заполнителя между ними, возникает ряд проблем:When applying this method to the burning of OChs such as modern head fairings (GO), which are structures made of polymer composite materials such as carbon fiber and aluminum honeycomb between them, a number of problems arise:

- при сгорании ПС, размещенного в конструкции ГО, алюминиевый сотовый заполнитель расплавляется и не вступает в дальнейшую реакцию с кислородом набегающего потока;- during the combustion of PS placed in the GO structure, the aluminum honeycomb core is melted and does not enter into further reaction with the oncoming flow oxygen;

- теплоты, получаемой от сгорания массы ПС, размещенной внутри конструкции ГО, недостаточно для нагрева углепластика до температуры горения в набегающем потоке воздуха, в том числе и из-за низкой теплопроводности расслаиваемого при нагреве углепластика, уноса теплоты набегающим потоком воздуха и т.д.- the heat received from the combustion of the PS mass placed inside the GO structure is not enough to heat the carbon fiber to the combustion temperature in the oncoming air flow, including due to the low thermal conductivity of the carbon fiber being stratified during heating, the entrainment of heat by the oncoming air flow, etc.

Техническим результатом предлагаемого технического решения является снижение районов падения ОЧ путем ее сжигания на атмосферном участке траектории спуска.The technical result of the proposed technical solution is to reduce the areas of fall of the PF by burning it in the atmospheric section of the descent trajectory.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в известный способ минимизации зон отчуждения для ОЧ, например, створок головного обтекателя, переходных отсеков РН, заключающийся в том, что на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формирование сигнала в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ дополнительным тепловым нагружением, согласно заявляемому техническому решению добавляют следующие действия:The specified technical result is achieved due to the fact that in the known method of minimizing exclusion zones for PF, for example, head fairing flaps, transition compartment of the LV, which consists in the fact that at the stage of preflight preparation of the LV, the parameters of the movement of the IF are calculated until they fall to the ground and according to the results of the calculations, the sections on the descent trajectory are determined for impact on the PF, the signal is formed during the autonomous flight of the PF and the design of the PF is impacted by additional thermal loading, The following actions are added to the claimed technical solution:

а) устанавливают на ОЧ систему сжигания, состоящую из нескольких модулей, обеспечивающих тепловое нагружение выделенных масс конструкции оболочки ОЧ путем подачи теплоты, находящихся в продуктах сгорания смеси газов кислорода и пропана;a) install on the OCh combustion system, consisting of several modules that provide thermal loading of the selected masses of the shell structure of the OCh by supplying heat contained in the combustion products of a mixture of oxygen and propane gases;

б) количество теплоты, выделяемой каждым модулем определяют из условия нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения;b) the amount of heat generated by each module is determined from the condition of heating the selected mass of the construction of the HF to the combustion temperature;

в) соотношение массовых секундных расходов кислорода и пропана в конкретном модуле системы сжигания определяют из условия обеспечения работоспособности конструкции модуля на интервале времени нагрева, минимума запасов топлива (кислорода и пропана).c) the ratio of the mass second consumption of oxygen and propane in a particular module of the combustion system is determined from the condition of ensuring the operability of the module design over the heating time interval, the minimum fuel supply (oxygen and propane).

г) количество модулей и, соответственно, точек теплового нагружения ОЧ для обеспечения нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения, выбирают из условия сгорания конструкции ОЧ на заданном интервале времени.d) the number of modules and, correspondingly, the points of thermal loading of the optical component to ensure heating of the selected mass of the optical component to the combustion temperature, is selected from the combustion condition of the optical component for a given time interval.

Реализация способаThe implementation of the method

Действия способа поясняется приведенным графическим материалом:The action of the method is illustrated by the graphic material:

- на фиг. 1 приведена традиционная конструкция элемента трехслойного головного обтекателя с алюминиевым сотовым заполнителем (патент РФ №2581636 F42B 10/46, B64G 1/64), где 1 - алюминиевый сотовый заполнитель, 2, 3 - углепластиковые пластины (УП);- in FIG. 1 shows the traditional design of the element of the three-layer head fairing with aluminum honeycomb (patent RF №2581636 F42B 10/46, B64G 1/64), where 1 is an aluminum honeycomb, 2, 3 - carbon fiber plate (UP);

- на фиг. 2 приведена схема конструкции и установки модуля системы сжигания на ОЧ;- in FIG. 2 shows a diagram of the design and installation of the module of the combustion system at the high frequency;

- на фиг. 3 приведена схема теплового нагружения стенки конструкции ОЧ и модуля.- in FIG. Figure 3 shows a diagram of thermal loading of the wall of the construction of the OF and module.

Обоснование действий способаThe rationale for the actions of the method

а) устанавливают на конструкцию ОЧ систему сжигания, состоящую из нескольких модулей, обеспечивающих тепловое нагружение выделенных масс конструкции оболочки ОЧ путем подачи теплоты, находящихся в продуктах сгорания смеси газов кислорода и пропана;a) install an incineration system on the design of the PF, consisting of several modules that provide thermal loading of the selected masses of the PF shell structure by supplying heat contained in the combustion products of a mixture of oxygen and propane gases;

В состав системы сжигания ОЧ водят несколько модулей, например, для переходного отсека (ПО) ракеты-носителя типа РН «Союз», который после отделения далее разделяется на 3 части, соответственно, число модулей для нагрева разделившихся фрагментов ПО должно быть не менее трех. В состав каждого модуля входят: запасы топлива (горючее, окислитель), система подачи топлива и смешения компонентов в форсунках, система зажигания и конструкция крепления модуля к ПО.Several modules are introduced into the composition of the PM burning system, for example, for the transition compartment (PO) of the Soyuz launch vehicle, which after separation is further divided into 3 parts, respectively, the number of modules for heating the separated PO fragments must be at least three. The composition of each module includes: fuel reserves (fuel, oxidizer), a fuel supply and mixing system in the nozzles, an ignition system, and a module mounting structure for software.

На фиг. 2 приведена схема модуля и его установка на ОЧ, где 4 - емкость с кислородом, 5 - емкость с пропаном; 6 - запорные клапаны на магистралях подачи; 7 - смеситель; 8 - система зажигания; 9 - форсунки; 10 - защитный экран от обратного теплового потока; 11 - защитный экран от воздействия струй факела маршевого двигателя верхней ступени; 12 - оболочка ОЧ (для случая ПО - однослойный углепластик, для случая головного обтекателя трехслойная оболочка фиг. 1); 13 - силовой набор ОЧ.In FIG. 2 shows a diagram of the module and its installation on the OF, where 4 is a container with oxygen, 5 is a container with propane; 6 - shut-off valves on the supply lines; 7 - mixer; 8 - ignition system; 9 - nozzles; 10 - a protective screen against reverse heat flow; 11 - a protective screen from the effects of torch jets of the mid-flight engine of the upper stage; 12 - shell OCh (for the case of ON - a single-layer carbon fiber, for the case of the head fairing three-layer shell of Fig. 1); 13 - power set OCh.

б) количество теплоты, выделяемой каждым модулем, определяют из условия нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения;b) the amount of heat released by each module is determined from the condition of heating the selected mass of the construction of the HF to the combustion temperature;

Количество теплоты, соответственно, запас топлива (горючего и окислителя) в каждом модуле определяется из условия нагрева выделенной массы конструкций ОЧ до температуры горения, с учетом всех составляющих теплоты, воздействующих на ОЧ (унос набегающим аэродинамическим потоком, теплопередача другим элементам конструкции ОЧ, теплота излучения в окружающее пространство, теплота излучения от Солнца, Земли, переизлучения от Земли).The amount of heat, respectively, the supply of fuel (fuel and oxidizer) in each module is determined from the condition of heating the allocated mass of the structures of the HF to the combustion temperature, taking into account all the components of the heat acting on the HF (ablation by the oncoming aerodynamic flow, heat transfer to other structural elements of the HF, radiation heat into the surrounding space, the heat of radiation from the Sun, Earth, re-radiation from the Earth).

в) соотношение массовых секундных расходов кислорода и пропана в конкретном модуле системы сжигания, направление движение струй продуктов сгорания определяют из условия обеспечения работоспособности конструкции модуля на интервале времени нагрева, минимума запасов топлива;c) the ratio of the mass second consumption of oxygen and propane in a particular module of the combustion system, the direction of movement of the jets of combustion products is determined from the condition of ensuring the operability of the module design over the heating time interval, the minimum fuel supply;

Температура продуктов сгорания кислорода и пропана зависит от соотношения массовых секундных расходов и может изменяться в широком интервале.The temperature of the products of combustion of oxygen and propane depends on the ratio of mass second flow rates and can vary over a wide range.

Тепловые потоки от продуктов сгорания попадают на форсунки, нагревают их, а также систему подачи газов, что при достижении определенной температуры может нарушить их работоспособность. Для обеспечения работоспособности модуля устанавливается экран 10, а использование возможности регулирования температуры продуктов сгорания за счет соотношения массовых секундных расходов кислорода и пропана в конкретном модуле системы сжигания позволит расширить интервал времени работоспособности модуля в целом.Heat flows from the combustion products fall on the nozzles, heat them, as well as the gas supply system, which, when a certain temperature is reached, can disrupt their performance. To ensure the health of the module, a screen 10 is installed, and the use of the ability to control the temperature of the combustion products due to the ratio of the mass second consumption of oxygen and propane in a specific module of the combustion system will allow to extend the time interval of the health of the module as a whole.

На фиг. 3 приведена схема теплового нагружения стенки конструкции ОЧ и модуля при истечении продуктов сгорания 14: конвективные Qk и кондуктивные Qλ потоки теплоты от продуктов сгорания к ОЧ; Qa - излучение и унос теплоты в окружающую среду; U∞ - набегающий поток.In FIG. Figure 3 shows a diagram of the thermal loading of the wall of the construction of the OCh and the module during the expiration of the combustion products 14: convective Q k and conductive Q λ heat fluxes from the products of combustion to the OCh; Q a - radiation and heat transfer to the environment; U ∞ is the incident flow.

г) количество модулей и, соответственно, точек теплового нагружения ОЧ для обеспечения нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения, выбирают из условия сгорания конструкции ОЧ на заданном интервале времени.d) the number of modules and, correspondingly, the points of thermal loading of the optical component to ensure heating of the selected mass of the optical component to the combustion temperature, is selected from the combustion condition of the optical component for a given time interval.

Скорость сгорания ОЧ зависит от ряда факторов: массы ОЧ, скорости горения материала ОЧ, которая в свою очередь зависит от давления окружающей среды, наличия кислорода и т.д. В связи с необходимостью сжигания ОЧ на заданном интервале времени, например, при движении в интервале высот от 15 км до 1 км на интервале времени, например, 200-250 сек (в зависимости от скорости движения ОЧ) предлагается начать сжигание ОЧ в нескольких частях, соответственно, размещая на этих частях модули.The rate of burning of the OCh depends on a number of factors: the mass of the OCh, the burning rate of the material of the OCh, which in turn depends on the ambient pressure, the presence of oxygen, etc. In connection with the need to burn OCh for a given time interval, for example, when moving in the altitude range from 15 km to 1 km in the time interval, for example, 200-250 sec (depending on the speed of the OCh), it is proposed to start burning the OCh in several parts, accordingly, placing modules on these parts.

Отделяющаяся частьDetachable part

В качестве прототипа ОЧ принимается система ОЧ в виде головного обтекателя (ГО) по патенту РФ №2581636 F42B 10/46, B64G 1/64), ГО представляющий собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащей внешний несущий слой из углепластика и внутренний несущий слой с заполнителем между ними, заполнитель содержит термитно-зажигающую смесь (ТЗС), воспламеняющуюся при достижении поверхностью конструкции оболочки ГО температуры воспламенения ТЗС, а массу ТЗС определяют по формулеAs a prototype of the HF, the HF system is adopted in the form of a head fairing (GO) according to the patent of the Russian Federation No. 2581636 F42B 10/46, B64G 1/64), the GO is a three-layer structure of polymer composite materials in the form of a bivalve shell of variable curvature containing an external bearing layer made of carbon fiber and the inner carrier layer with a filler between them, the filler contains a termite-igniting mixture (TSS), which is flammable when the surface of the GO shell structure reaches the ignition temperature of the TSS, and the mass of the TSS is determined by the shapes ole

Figure 00000001
Figure 00000001

где: mго, mтзс - масса конструкции оболочки ГО, ТЗС соответственно, кг;where: m go , m TZS is the mass of the shell structure GO, TZS, respectively, kg;

Q - теплота, выделяющаяся при сгорании ТЗС, кДж/кг;Q is the heat released during the combustion of the heating element, kJ / kg;

ΔT=T1-T0, град.;ΔT = T 1 -T 0 , deg .;

Т0 - средняя температура конструкции оболочки ГО на момент вхождения в плотные слои атмосферы, где следует начинать процесс сжигания ГО, K;T 0 is the average temperature of the GO shell structure at the moment it enters the dense layers of the atmosphere, where the GO combustion process should begin, K;

T1 - температура, необходимая для обеспечения начала самопроизвольного процесса горения конструкции оболочки ГО, K.T 1 is the temperature necessary to ensure the beginning of the spontaneous combustion process of the structure of the shell GO, K.

В состав ТЗС входят окислитель, например, соли или оксиды металлов (KClO3, KClO4, CuO и др.) в смеси с порошкообразным металлом, одним или несколькими, например, с порошками магния, алюминия, титана или их сплавов, а также, возможно, и связующее, например, коллоксилин.The composition of TLC includes an oxidizing agent, for example, salts or metal oxides (KClO3, KClO4, CuO, etc.) mixed with a powdered metal, one or more, for example, powders of magnesium, aluminum, titanium or their alloys, and also, possibly, and a binder, for example, colloxylin.

ТЗС наносят на внутреннюю поверхность ГО или в соты оболочки, исходя из условия равномерности прогрева конструкции оболочки ГО при сгорании ТЗС и сохранения положения центра масс ГО.TZS is applied on the inner surface of the GO or in the honeycomb of the shell, based on the condition of uniformity of heating of the shell structure of the GO during combustion of the TSS and maintaining the position of the center of mass of the GO.

Использование этого технического решения затруднено по следующим позициям:The use of this technical solution is difficult in the following positions:

- размещение в сотах металлического сотового заполнителя, расположенного между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО, термитно-зажигательной смеси связано со значительными изменениями технологии изготовлениями оболочек, ведет к существенному удорожанию процесса их изготовления;- placement in the honeycombs of a metal honeycomb core, located between the outer and inner bearing layers of the GO shell, of a termite-incendiary mixture is associated with significant changes in the technology of manufacturing shells, leading to a significant increase in the cost of the process of their manufacture;

- используемые твердотопливные ТЗС имеют существенно меньшую теплотворность по сравнению теплотворностью топливной пары кислород-пропан;- the used solid fuel TZS have significantly lower calorific value compared to the calorific value of the oxygen-propane fuel pair;

- масса ТЗС рассчитывалась из условия прогрева всей массы ГО до температуры горения и обеспечение сгорания в минимальное время, а не из условия нагрева отдельной части ГО, которая в процессе горения выделяет теплоту для поддержания собственного горения, что увеличивает время сгорания всей массы конструкции ГО;- the mass of TCC is calculated from the condition of heating the entire mass of GO to the combustion temperature and ensuring combustion in the minimum time, and not from the condition of heating a separate part of the GO, which during the combustion process releases heat to maintain its own combustion, which increases the combustion time of the entire mass of the GO structure;

- масса ТЗС рассчитывалась без учета потерь уноса теплоты и т.д.- the mass of TZS was calculated without taking into account losses of entrainment of heat, etc.

Указанные недостатки устраняются за счет того, что в известное устройство, представляющее собой отделяющую часть РН, например, створки головного обтекателя, переходные отсеки, включающее в свой состав конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде оболочки из углепластика, силовой набор, систему сжигания, дополнительно вводят в каждый модуль системы сжигания:These disadvantages are eliminated due to the fact that in the known device, which is a separating part of the launch vehicle, for example, head fairing flaps, transition compartments, which includes a structure of polymer composite materials in the form of a shell made of carbon fiber reinforced plastic, a power set, a combustion system, are additionally introduced to each module of the combustion system:

а) систему подачи газов через форсунки с их последующим сжиганием и последующим воздействием продуктов сгорания непосредственно на конструкцию ОЧ,a) a gas supply system through nozzles with their subsequent combustion and subsequent exposure of combustion products directly to the design of the OCh,

б) емкости с сжатым газом окислителем (кислород) и газообразным горючим (пропан),b) tanks with compressed gas, oxidizing agent (oxygen) and gaseous fuel (propane),

в) крепление модуля системы сжигания осуществляют к силовому набору ОЧ, при помощи разъемных соединений.c) the fastening of the module of the combustion system is carried out to the power set of the OF, using detachable connections.

г) защитный экран от теплового воздействия факела на модуль системы сжигания.d) a protective shield against the thermal effect of the torch on the module of the combustion system.

В качестве горючего и окислителя могут использоваться и другие компоненты, например, перекись водорода, водород, ацетилен, жидкие самовоспламеняющиеся компоненты ракетного топлива и т.д.Other components can be used as a fuel and an oxidizing agent, for example, hydrogen peroxide, hydrogen, acetylene, liquid self-igniting components of rocket fuel, etc.

Предлагаемое устройство функционирует следующим образом.The proposed device operates as follows.

Перед отделением ОЧ запускается маршевый двигатель верхней ступени РН, защитный экран 11 предохраняет модуль системы сжигания от теплового нагружения на интервале этого теплового воздействия. После отделения ОЧ осуществляют задействование системы сжигания: в каждом модуле путем открытия клапанов 6 баллонов с газами кислорода 4 и пропана 5, смешение газов осуществляется в смеситель 7, далее смесь газов поступает в форсунки 9, осуществляется электроподжиг в системе зажигания 8 и горение в форсунках 9. Продукты сгорания, истекающие из форсунок 9, обеспечивают нагрев выбранных масс оболочки 12, которые в процессе горения будут выделять теплоту до температуры горения ОЧ до температуры горения за заданное время, например, за 50 сек; за это время ОЧ входит в слои атмосферы, где уже присутствует необходимое количество кислорода для горения материала конструкции ОЧ. При движении ОЧ в слоях атмосферы происходит дальнейшее ее сгорание в течение интервала времени порядка 200-250 сек.Before separation of the OCh, the main engine of the upper stage of the launch vehicle is launched, the protective screen 11 protects the combustion system module from heat loading over the interval of this heat exposure. After separation of the HF, the combustion system is activated: in each module, by opening the valves of 6 cylinders with oxygen gases 4 and propane 5, the gases are mixed in the mixer 7, then the gas mixture enters the nozzles 9, electric ignition is performed in the ignition system 8 and combustion in the nozzles 9 The combustion products flowing out from the nozzles 9 provide heating of the selected masses of the shell 12, which during the combustion process will give off heat to the combustion temperature of the HF to the combustion temperature in a given time, for example, in 50 seconds; during this time, the OCh enters the atmospheric layers, where the necessary amount of oxygen is already present for burning the material of the OCh design. When the OCh moves in the atmosphere, its further combustion occurs over a time interval of the order of 200-250 sec.

Техническая реализуемость предлагаемого способа и устройства обеспечивается существующим уровнем развития ракетно-космической техники, в том числе заимствование существующей и отработанной технологии создания и эксплуатации для создания модулей системы сжигания, содержащих жаропрочные форсунки, защитные экраны, систему подачи топлива и т.д.The technical feasibility of the proposed method and device is ensured by the existing level of development of rocket and space technology, including the borrowing of existing and proven technology for the creation and operation of modules for the combustion system containing heat-resistant nozzles, protective screens, fuel supply system, etc.

Пример: для сжигания ПО РН «Союз» массой 450 кг при разделении на 3 части по 150 кг каждый устанавливаются по одному модуля сжигания, необходимое количество теплоты для нагрева до температуры горения (~1100°С) составит 41.4 МДж, соответственно, масса кислорода и пропана составят 0.9 кг.Example: for burning the Soyuz launch vehicle weighing 450 kg, when divided into 3 parts of 150 kg each, one combustion module is installed, the required amount of heat for heating to the combustion temperature (~ 1100 ° C) is 41.4 MJ, respectively, the mass of oxygen and propane will be 0.9 kg.

Claims (2)

1. Способ минимизации зон отчуждения для отделяющейся части ступени в виде створок головного обтекателя ракеты-носителя, заключающийся в том, что на этапе предполетной подготовки ракеты-носителя производят расчет параметров движения отделяющейся части - ОЧ до момента падения их на землю и 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 дополнительным тепловым нагружением, отличающийся тем, что при выполнении ОЧ из полимерных композиционных материалов на конструкцию ОЧ устанавливают систему сжигания, состоящую из нескольких модулей, обеспечивающих тепловое нагружение выделенных масс конструкции ОЧ путем подачи теплоты, находящихся в продуктах сгорания смеси газов кислорода и пропана, количество теплоты, выделяемой каждым модулем, определяют из условия нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения, а соотношение массовых секундных расходов кислорода и пропана в конкретном модуле системы сжигания, направление движения струй продуктов сгорания определяют из условия обеспечения работоспособности конструкции модуля на интервале времени нагрева, минимума запасов кислорода и пропана, количество модулей и, соответственно, точек теплового нагружения конструкции ОЧ для обеспечения нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения, выбирают из условия сгорания конструкции ОЧ на заданном интервале времени.1. The method of minimizing exclusion zones for the separating part of the stage in the form of flaps of the head fairing of the launch vehicle, which consists in the fact that at the stage of pre-flight preparation of the launch vehicle, the motion parameters of the separating part — OC are calculated until they fall to the ground and determined by the calculation results sections on the descent path for impact on the PF, form a signal during the autonomous flight of PF and affect the design of the PF with additional thermal loading, characterized in that when When OCh is made from polymer composite materials, an OG system is installed on the OG structure, consisting of several modules that provide thermal loading of the extracted mass of the OCh structure by supplying heat in the products of combustion of a mixture of oxygen and propane gases, the amount of heat generated by each module is determined from the heating condition the selected mass of the construction of the HF to the combustion temperature, and the ratio of the mass second consumption of oxygen and propane in a specific module of the combustion system I of the jets of combustion products is determined from the condition of ensuring the operability of the design of the module over the interval of the heating time, the minimum supply of oxygen and propane, the number of modules and, correspondingly, the thermal load points of the design of the HF to ensure that the selected mass of the HF structure is heated to the combustion temperature, is selected from the condition for the combustion of the HF design at a given time interval. 2. Отделяющаяся часть ракеты-носителя, в виде створок головного обтекателя, включающая в свой состав модульную систему сжигания, отличающаяся тем, что при выполнении ОЧ из полимерных композиционных материалов в каждый модуль системы сжигания вводят систему, включающую в себя смеситель сжатых газов, из которого предусмотрена подача смеси газов в форсунки, предназначенные для горения смеси газов и подачи ее продуктов сгорания на внутреннюю оболочку ОЧ, емкости со сжатыми газами окислителя - кислорода и горючего - пропана, крепление модуля системы сжигания к силовому набору ОЧ, защитные экраны от теплового воздействия факелов на модуль системы сжигания.2. A detachable part of the launch vehicle, in the form of flaps of the head fairing, which includes a modular combustion system, characterized in that when performing the RF from polymer composite materials, a system including a compressed gas mixer is introduced into each module of the combustion system, from which gas mixture is supplied to nozzles designed for burning a gas mixture and supplying its combustion products to the inner shell of the filter, containers with compressed gases of an oxidizing agent - oxygen and fuel - propane, fixing the module with Combustion systems for the power set of the HF, protective shields from the thermal effects of flares on the module of the combustion system.
RU2018124085A 2018-07-02 2018-07-02 Method for minimization of exclusion zones for carrier rocket separating parts and device for its implementation RU2700150C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018124085A RU2700150C1 (en) 2018-07-02 2018-07-02 Method for minimization of exclusion zones for carrier rocket separating parts and device for its implementation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018124085A RU2700150C1 (en) 2018-07-02 2018-07-02 Method for minimization of exclusion zones for carrier rocket separating parts and device for its implementation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2700150C1 true RU2700150C1 (en) 2019-09-12

Family

ID=67989584

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018124085A RU2700150C1 (en) 2018-07-02 2018-07-02 Method for minimization of exclusion zones for carrier rocket separating parts and device for its implementation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2700150C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2820714C1 (en) * 2023-09-15 2024-06-07 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" Method for minimizing exclusion zone of separating part of carrier rocket stage and device for implementation

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5799902A (en) * 1995-09-18 1998-09-01 Microcosm, Inc. Economical launch vehicle
RU2414391C1 (en) * 2009-06-22 2011-03-20 Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" Method of descending space rocket stage separation part and device to this end
RU2464526C1 (en) * 2011-03-30 2012-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева Method of minimising estrangement zone for multistage carrier rocket jettisonable parts
RU2585395C1 (en) * 2014-12-18 2016-05-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts
RU2626797C2 (en) * 2015-09-01 2017-08-01 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" Method of minimizing zones of detachable parts exclusion of carrier rocket

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5799902A (en) * 1995-09-18 1998-09-01 Microcosm, Inc. Economical launch vehicle
RU2414391C1 (en) * 2009-06-22 2011-03-20 Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" Method of descending space rocket stage separation part and device to this end
RU2464526C1 (en) * 2011-03-30 2012-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева Method of minimising estrangement zone for multistage carrier rocket jettisonable parts
RU2585395C1 (en) * 2014-12-18 2016-05-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts
RU2626797C2 (en) * 2015-09-01 2017-08-01 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" Method of minimizing zones of detachable parts exclusion of carrier rocket

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2820714C1 (en) * 2023-09-15 2024-06-07 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" Method for minimizing exclusion zone of separating part of carrier rocket stage and device for implementation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2419866A (en) Aerial torpedo
US4014485A (en) Gas cooling system for hypersonic vehicle nosetip
US4069762A (en) Emissive decoys
EP2422162B1 (en) Low foreign object damage (fod) weighted nose decoy flare
Besser History of ducted rocket development at Bayern-Chemie
US20220411111A1 (en) Landing pad and in-flight methods of manufacturing a landing pad
Lempert et al. Estimating the mass of a pyrotechnic mixture for burning the launch vehicle nose fairing
RU2626797C2 (en) Method of minimizing zones of detachable parts exclusion of carrier rocket
CN108590885A (en) A kind of multi-functional modularization solid propellant rocket combination spray pipe structure
RU2700150C1 (en) Method for minimization of exclusion zones for carrier rocket separating parts and device for its implementation
RU2407982C1 (en) Smoke ammunition
RU2585395C1 (en) Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts
US4384454A (en) Thrust nozzle for rocket engine with ablating lining
Trushlyakov et al. Development of proposals for the synthesis of polymer composite materials capable of combustion after the mission
US6684622B2 (en) Rocket exhaust plume signature tailoring
EP3377844B1 (en) Munition having penetrator casing with fuel-oxidizer mixture therein
RU2671262C1 (en) Hydrometeorological rocket shell
RU2692207C1 (en) Method of minimizing exclusion zones for carrier rocket detachable parts
Falempin Ramjet and dual mode operation
RU2672683C1 (en) Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts
US20150323296A1 (en) Countermeasure Flares
RU2425244C2 (en) Golodyaev launching booster for rockets
RU2705258C1 (en) Nose fairing of carrier rocket
RU2338148C2 (en) Method of creation of fireworks in dense beds of atmosphere for its visual observation from ground surfaces (versions) and pyrotechnic charge for realisation of this method
Dillehay Illuminants and illuminant research