Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей и устройство для его реализации

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для сокращения районов падения отделяющихся частей ступеней ракет-носителей. Технический результат – снижение районов падения отделяемых частей путем их сжигания на атмосферном участке траектории спуска. Способ заключается в том, что на этапе предполетной подготовки ракеты-носителя производят расчет параметров движения отделяющихся частей - 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 дополнительным тепловым нагружением. 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. 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 - 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. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

 

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.

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.

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.

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).

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:

- при сгорании ПС, размещенного в конструкции ГО, алюминиевый сотовый заполнитель расплавляется и не вступает в дальнейшую реакцию с кислородом набегающего потока;

- 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.

Техническим результатом предлагаемого технического решения является снижение районов падения ОЧ путем ее сжигания на атмосферном участке траектории спуска.

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:

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;

б) количество теплоты, выделяемой каждым модулем определяют из условия нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения;

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).

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.

Реализация способа

Действия способа поясняется приведенным графическим материалом:

- 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);

- на фиг. 2 приведена схема конструкции и установки модуля системы сжигания на ОЧ;

- на фиг. 3 приведена схема теплового нагружения стенки конструкции ОЧ и модуля.

Обоснование действий способа

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;

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.

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.

б) количество теплоты, выделяемой каждым модулем, определяют из условия нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения;

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).

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;

Температура продуктов сгорания кислорода и пропана зависит от соотношения массовых секундных расходов и может изменяться в широком интервале.

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.

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.

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.

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.

Отделяющаяся часть

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 формуле

где: mго, mтзс - масса конструкции оболочки ГО, ТЗС соответственно, кг;

Q - теплота, выделяющаяся при сгорании ТЗС, кДж/кг;

ΔT=T1-T0, град.;

Т0 - средняя температура конструкции оболочки ГО на момент вхождения в плотные слои атмосферы, где следует начинать процесс сжигания ГО, K;

T1 - температура, необходимая для обеспечения начала самопроизвольного процесса горения конструкции оболочки ГО, 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.

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.

Использование этого технического решения затруднено по следующим позициям:

- 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;

- используемые твердотопливные ТЗС имеют существенно меньшую теплотворность по сравнению теплотворностью топливной пары кислород-пропан;

- 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;

- масса ТЗС рассчитывалась без учета потерь уноса теплоты и т.д.

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:

а) систему подачи газов через форсунки с их последующим сжиганием и последующим воздействием продуктов сгорания непосредственно на конструкцию ОЧ,

б) емкости с сжатым газом окислителем (кислород) и газообразным горючим (пропан),

в) крепление модуля системы сжигания осуществляют к силовому набору ОЧ, при помощи разъемных соединений.

г) защитный экран от теплового воздействия факела на модуль системы сжигания.

В качестве горючего и окислителя могут использоваться и другие компоненты, например, перекись водорода, водород, ацетилен, жидкие самовоспламеняющиеся компоненты ракетного топлива и т.д.

Предлагаемое устройство функционирует следующим образом.

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.

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.

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.

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.

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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам. Носовой обтекатель летательного аппарата (2) в транспортно-пусковом контейнере (3) состоит из днища (11) и корпуса (12), образующих разъемное соединение с обеспечением герметизации стыка.

Группа изобретений относится к области оперативного контроля информационного взаимодействия беспилотного летательного аппарата - БПЛА, оснащенного системой ликвидации, с аппаратурой носителей или с аппаратурой проверочных комплексов.

Вращающаяся самонаводящаяся ракета относится к оборонной технике и может быть использована в ракетах с одноканальным управлением, запускаемых с плеча, а также с различных носителей, обеспечивающих, в том числе, залповую стрельбу по воздушным целям.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в переносных зенитных ракетных комплексах. Технический результат - повышение вероятности попадания ракеты в цель в условиях сложной помехофоноцелевой обстановки и организованного оптического противодействия, а также сокращение временных потерь при прицеливании и пуске ракеты.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к многоступенчатым ракетам, и может быть использовано в ракетостроении. Технический результат - повышение эффективности работы ракеты за счет возможности отделения отработавших топливных баков без отделения ракетных двигателей и изоляции остаточного количества топливной массы.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), предназначенным для борьбы с защищенными целями, обладающими высокоэффективными средствами противоракетной и противовоздушной обороны (ПРО/ПВО).

Ракета // 2690987
Изобретение относится к области ракетной техники. В известной 2-ступенчатой ракете, содержащей МС, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель, поршень закреплен в кормовой части МС.

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к движущимся со сверхзвуковыми скоростями летательным аппаратам с воздушно-реактивными двигателями.

Изобретение относится к вооружению и военной технике и может быть использовано во взрывателях к боеприпасам для поражения воздушных целей. Способ поражения воздушной цели боеприпасом с неконтактным датчиком цели заключается в том, что боеприпас выстреливают в зону его встречи с целью.

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано при определении точности комплексов ракетного оружия длительных сроков хранения. Технический результат - повышение эффективности применения комплексов ракетного оружия при стрельбе по заданной цели.

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к переходным отсекам ракет-носителей и их ферм. Переходной отсек ракеты-носителя содержит корпус и помещенную внутри него проставку, снабженную средством крепления полезной нагрузки.

Изобретение относится к области оптико-электронного приборостроения и предназначено для применения в системах управления движением космического аппарата. Заявленное устройство контроля взаимного положения сближающихся космических аппаратов содержит мишень, установленную на пассивном космическом аппарате и излучатели.
Изобретение относится к управлению сближением и соединением космического аппарата (КА) с космическим мусором (КМ). Устройство содержит систему фиксации КМ на КА, снабженную постоянным магнитом, притягивающимся к магнитному веществу (например, на поверхности КА), и электромагнитом, отталкивающим (с регулируемым усилием) постоянный магнит в направлении КМ.
Изобретение относится к управлению сближением и соединением космического аппарата (КА) с космическим мусором (КМ). Устройство содержит систему фиксации КМ на КА, снабженную постоянным магнитом, притягивающимся к магнитному веществу (например, на поверхности КА), и электромагнитом, отталкивающим (с регулируемым усилием) постоянный магнит в направлении КМ.

Изобретение относится к области механизмов для удержания и дистанционного разделения трансформируемых механических систем или отделяемых элементов конструкции космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к области оптического приборостроения. Способ получения и обработки изображений, искаженных турбулентной атмосферой, включает регистрацию усредненного по атмосферным искажениям длинно-экспозиционного изображения объекта, наблюдаемого через турбулентную атмосферу, преобразование его по Фурье в область пространственного спектра, пространственную фильтрацию спектра, и восстановление улучшенного фильтрацией резкого изображения объекта при обратном Фурье преобразовании отфильтрованного пространственного спектра.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА), оснащенных отделяемыми элементами. Устройство для фиксации отделяемых в процессе эксплуатации частей изделия от корпуса содержит цилиндрический корпус со стяжной муфтой, обоймой в виде полого цилиндра с торцевым фланцем, фиксирующие элементы, шток в виде резьбового стержня с фланцем, выполненным переходящим в стержень участком в виде шарового пояса.

Группа изобретений относится к стыковке космических летательных аппаратов. Стыковочная система (500) содержит захватное кольцо (502), приводные узлы (504) и выравнивающие элементы (508).

Группа изобретений относится к стыковке космических летательных аппаратов. Стыковочная система (500) содержит захватное кольцо (502), приводные узлы (504) и выравнивающие элементы (508).

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам стыковки беспилотных летательных аппаратов. Стыковочная система беспилотного летательного аппарата содержит установленную на стыкуемом объекте стыковочную штангу с устройством стыковки и приемное стыковочное устройство.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для сокращения районов падения отделяющихся частей ступеней ракет-носителей. Технический результат – снижение районов падения отделяемых частей путем их сжигания на атмосферном участке траектории спуска. Способ заключается в том, что на этапе предполетной подготовки ракеты-носителя производят расчет параметров движения отделяющихся частей - 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 дополнительным тепловым нагружением. 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. 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 - 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. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх