Головной обтекатель ракеты-носителя

Изобретение относится к головному обтекателю (ГО) ракеты-носителя (РН), сжигаемому после отделения от РН на атмосферном участке траектории спуска ГО. ГО представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащую внешний и внутренний несущие слои из материала, состоящего из связующего и углеродной ленты (МНС). Заполнитель, размещенный между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО состоит из высокоэнергетического материала и пластика, предназначенного для выделения при сгорании необходимого количества теплоты, определяемого из условия нагрева МНС до температуры его возгорания. Материал заполнителя МЗ выбран на основе смеси высокоэнергетического материала, типа смеси хлората калия или перхлората калия. В качестве порошкообразного металла выбраны порошки магния, алюминия, титана, или их сплавов, которые сохраняют свои теплофизические характеристики, в том числе температуру возгорания, прочность на всех этапах его жизненного цикла, включая приготовление материала для изготовления заполнителя и всей трехслойной конструкции ГО, а также на участке траектории выведения РН и траектории спуска ГО после отделения от РН. Материал МНС выбран из условия одновременного возгорания связующего и пластика, в виде композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С. Технический результат заключается в обеспечении сжигания ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключении факта падения ГО на поверхность Земли и тем самым исключении необходимости выделения района для их падения.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разработки головных обтекателей (ГО) ракет-носителей (РН).

Известен головной обтекатель ракеты по патенту RU №2581636, опубл. 20.04.2016, представляющий собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащей внешний несущий слой из углепластика, внутренний несущий слой с заполнителем между ними. Заполнитель содержит термитно-зажигающую смесь (ТЗС), воспламеняющуюся при достижении оболочкой ГО заданной температуры воспламенения. Масса ТЗС удовлетворяет соотношению:

где:

- масса конструкции оболочки ГО, ТЗС соответственно, кг;

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

ΔТ=Т10, град.;

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

Т1 - температура, необходимая для обеспечения начала самопроизвольного процесса горения конструкции оболочки ГО, K.

ТЗС размещена в сотах металлического сотового заполнителя, расположенного между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО. Заполнитель может быть выполнен в виде сформированных одинаковых по массе и размеру пластин ТЗС, зафиксированных на внутреннем несущем слое оболочки ГО, либо в виде слоя ТЗС, нанесенного на внутренний несущий слой оболочки ГО.

В состав ТЗС входят окислитель и порошкообразный металл, при этом в качестве окислителя используют смеси хлората калия или перхлората калия, а в качестве порошкообразного металла - порошки магния, или алюминия, или титана, или их сплавов, а также связующее.

К недостаткам этого технического решения при его применении к изготовлению и эксплуатации ГО относятся следующее:

- при выборе материала заполнителя (МЗ) из возможных смесевых составов не накладываются ограничения по сохранению исходных свойств при различных типах нагружения на всех этапах его жизненного цикла, в частности, при:

а) расплавлении МЗ для получения нити;

б) расплавлении нити при печати на 3D-принтере конструкции заполнителя;

в) изготовлении трехслойной конструкции материала оболочки ГО;

г) установке в ГО различных элементов типа системы фиксации, разделения, люков обслуживания и т.д.;

д) аэродинамическом нагреве МЗ на атмосферном участке траектории выведения РН в составе ГО;

е) характеристиках зажигания и горения на траектории спуска при пониженных значениях параметров высотно-скоростного обтекания (давление, температура, скорость набегающего потока);

- при выборе материала несущих слоев (МНС) не предъявлялись требования к процессу одновременного возгорания полимерного композиционного материала типа углепластика (УГП) состоящего из углеродной ленты (ЛУ-П-0,1/А) и связующего ЭНФБ (состав: смола ЭН-6 ~ 77,0%, фурфурилглицидиловый эфир ~ 15%, катализатор УП 605/3 ~ 3,0%, смола СФ-341-А ~ 5,0% (ГОСТ 28006-88. Лента углеродная конструкционная. Технические условия. - Москва: Изд-во стандартов, 1989. - 15 с). Термический анализ УГП показывает, что при достижении температуры ~ 5500°С происходит термическое разложение смолы с выделением определенного количества теплоты, а при температуре >700°С начинается процесс окисления углерода, содержащегося в угольных нитях, составляющих углеродную ленту, сопровождающийся значительным тепловыделением (Utilization of thermite energy for re-entry disruption of detachable rocket elements made of composite polymeric material / K. Monogarov and etc. - Acta Astronautica, 2018. - Vol.150. - DOI: 10.1016/j.actaastro.2017.11.028. - Pp.49-55). Следует отметить, что при испарении связующего с большой долей вероятности может произойти распад УГП на углеродные нити, соответственно, набегающий аэродинамический поток может разрушить всю конструкцию ГО до сгорания всех составных элементов конструкции оболочки ГО; выбор проектно-конструкторских параметров стандартного ГО осуществлялся для МЗ в виде сотового алюминиевого заполнителя, МНС без учета возможности их сжигания (ОСТ 92-51-56-90 Конструкции трехслойные с обшивками из углепластика и алюминиевым сотовым заполнителем клееные. - Введ. 1991-07-01. - М.: Изд-во стандартов, 1990. - 37 с; Кондратьев А. В. Проектирование головных обтекателей ракет-носителей из полимерных композиционных материалов при одновременном тепловом и силовом воздействиях / Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. - №4 (64). -2010. - с. 11-22).

Техническим результатом предлагаемого технического решения является обеспечение сжигания ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключение факта падения ГО на поверхность Земли и тем самым исключение необходимости выделения района для их падения.

Указанный технический результат достигается за счет того, что головной обтекатель (ГО) ракеты-носителя (РН), сжигаемый после отделения от РН на атмосферном участке траектории спуска ГО, представляющий собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащей внешний и внутренний несущие слои из материала, состоящего из связующего и углеродной ленты (МНС), заполнитель, размещенный между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО, где материал заполнителя (МЗ) состоит из высокоэнергетического материала и пластика, выделяющий при сгорании необходимое количество теплоты, определяемое из условия нагрева МНС до температуры его возгорания, согласно заявляемому техническому решению материал заполнителя МЗ выбран на основе смеси высокоэнергетического материала, типа смеси хлората калия или перхлората калия, а в качестве порошкообразного металла выбраны порошки магния, алюминия, титана, или их сплавов, которые сохраняют свои теплофизические характеристики, в том числе температуру возгорания, прочность на всех этапах его жизненного цикла, включая приготовление материала для изготовления заполнителя и всей трехслойной конструкции ГО, а также на участке траектории выведения РН и траектории спуска ГО после отделения от РН, а материал МНС выбран из условия одновременного возгорания связующего и пластика, в виде композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности, углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С.

Выбор проектно-конструкторских параметров ГО осуществляют с учетом полученных свойств МЗ, МНС, исходя из обеспечения условий прочности и теплозащиты ГО, получения необходимого количества теплоты при сжигании заполнителя с учетом уноса теплоты набегающим потоком воздуха, и в состав конструкции заполнителя вводят систему зажигания на основе электрического зажигателя, который инициируется взрывом нихромовой проволоки, и воспламенительного состава, например, на основе магния и нитрата бария, а задействование электрического зажигателя осуществляется по команде системы сжигания ГО.

Реализация предлагаемого устройства

Основной технической проблемой, определяющей реализуемость предлагаемого технического решения, является создание материалов двух типов:

- материала заполнителя на основе смеси высокоэнергетического материала (типа смеси хлората калия или перхлората калия, а в качестве порошкообразного металла - порошки магния, или алюминия, или титана, или их сплавов) и пластика (типа полилактида или акрилонитрила-бутадиен-стирола), допускающего возможность создания конструкций заполнителя с заданными характеристиками;

- композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности, углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С.

Создание подобных композиционных материалов является технически реализуемой задачей в рамках современного уровня развития соответствующих технологий, что, соответственно, позволит реализовать предложенное техническое решение.

Использование предложенного технического решения позволит решить проблему утилизации ГО на атмосферном участке траектории спуска, снизить затраты на оплату аренды районов падения отделяющихся частей РН, тем самым снизить стоимость пуска.

Головной обтекатель (ГО) ракеты-носителя (РН), сжигаемый после отделения от РН на атмосферном участке траектории спуска ГО, представляющий собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащей внешний и внутренний несущие слои из материала, состоящего из связующего и углеродной ленты (МНС), заполнитель, размещенный между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО, состоит из высокоэнергетического материала и пластика, предназначенного для выделения при сгорании необходимого количества теплоты, определяемого из условия нагрева МНС до температуры его возгорания, отличающийся тем, что материал заполнителя (МЗ) выбран на основе смеси высокоэнергетического материала, типа смеси хлората калия или перхлората калия, а в качестве порошкообразного металла выбраны порошки магния, алюминия, титана, или их сплавов, которые сохраняют свои теплофизические характеристики, в том числе температуру возгорания, прочность на всех этапах его жизненного цикла, включая приготовление материала для изготовления заполнителя и всей трехслойной конструкции ГО, а также на участке траектории выведения РН и траектории спуска ГО после отделения от РН, а материал МНС выбран из условия одновременного возгорания связующего и пластика, в виде композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам для сборки боеприпасов, в частности бронебойных артиллерийских малокалиберных патронов. Установка для запрессовки и закатки баллистического наконечника в канавку снаряда содержит станину, на которой установлены ложемент для снаряда, зажимное устройство донной части снаряда с приводом вращения снаряда и приспособление для запрессовки баллистического наконечника на коническую часть снаряда.

Изобретение относится к конструкциям соосного соединения полых цилиндрических деталей из различных материалов. Узел соединения керамической оболочки с металлическим шпангоутом по форме полого цилиндра с наружным диаметром, меньшим внутреннего диаметра керамической оболочки, которые соединены соосно внахлестку.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных обтекателях (ГО) ракет космического назначения (РКН). ГО для РКН представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержит внешний несущий слой из углепластика, внутренний несущий слой, металлический сотовый заполнитель в виде одинаковых по массе и размеру пластин с термитно-зажигающей смесью (ТЗС) с окислителем, которым является хлорат калия или перхлорат калия, порошкообразным металлом, которым является магний, или алюминий, или титан, или сплав, и связующим, которым является коллоксилин.

Изобретение относится к защитным устройствам летательного аппарата. Способ снижения радиолокационной заметности летательного аппарата заключается в размещении антенны головки самонаведения в герметичной полости радиопрозрачного обтекателя, заполнении полости плазмообразующей газовой смесью давлением 1-100 кПа и введении пучка электронов в плазмообразующую газовую смесь с образованием поглощающего плазменного объема.

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет. .

Изобретение относится к области аэродинамики, а именно к разработке формы головного обтекателя ракеты. .

Изобретение относится к области аэродинамики, а именно к разработке формы головного обтекателя ракеты. .

Изобретение относится к области машиностроения и авиационной промышленности, преимущественно к конструкциям головных керамических обтекателей для высокоскоростных летательных аппаратов.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для сокращения районов падения отделяющихся частей ступеней ракет-носителей.

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 головному обтекателю ракеты-носителя, сжигаемому после отделения от РН на атмосферном участке траектории спуска ГО. ГО представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащую внешний и внутренний несущие слои из материала, состоящего из связующего и углеродной ленты. Заполнитель, размещенный между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО состоит из высокоэнергетического материала и пластика, предназначенного для выделения при сгорании необходимого количества теплоты, определяемого из условия нагрева МНС до температуры его возгорания. Материал заполнителя МЗ выбран на основе смеси высокоэнергетического материала, типа смеси хлората калия или перхлората калия. В качестве порошкообразного металла выбраны порошки магния, алюминия, титана, или их сплавов, которые сохраняют свои теплофизические характеристики, в том числе температуру возгорания, прочность на всех этапах его жизненного цикла, включая приготовление материала для изготовления заполнителя и всей трехслойной конструкции ГО, а также на участке траектории выведения РН и траектории спуска ГО после отделения от РН. Материал МНС выбран из условия одновременного возгорания связующего и пластика, в виде композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С. Технический результат заключается в обеспечении сжигания ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключении факта падения ГО на поверхность Земли и тем самым исключении необходимости выделения района для их падения.

Наверх