Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей



Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей

 


Владельцы патента RU 2626797:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" (RU)

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.

 

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 SОЧ;

- 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 mo(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 SОЧ в 1 с:

где:

V(t), mo(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.

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).



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к области ракетной техники. Способ парного пуска противосамолетных ракет включает запуск первой противорадиолокационной ракеты, нацеленной на радиолокатор самолета противника или на его сигнатуру от постороннего радиолокатора, летящей по упреждающей пересекающейся траектории, а затем с перерывом вслед ей запуск второй ракеты с инфракрасной головкой самонаведения, нацеленной на сопло противорадиолокационной ракеты.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к артиллерийским снарядам. Снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество, при этом корпус выполнен из керамики, на которую намотаны концентричные слои растянутых параллельно лежащих волокон, ориентированных послойно под углом 0º, +45º, -45º к продольной оси снаряда, скрепленных между собой посредством полимерного связующего, волокна выполнены с поперечным сечением в виде равностороннего треугольника, при этом площадь поперечного сечения волокон уменьшается послойно в направлении от оси снаряда, а соседние волокна контактируют между собой взаимообращенными гранями.

Группа изобретений относится к вариантам выполнения крылатой ракеты для поражения преимущественно наземных целей. Технический результат – повышение эффективности поражения целей крылатой ракетой.

Группа изобретений относится к газодинамическому управлению ракетой или снарядом. Система гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом включает по меньшей мере один исполнительно-приводной элемент, соединенный прямо или косвенно по меньшей мере с одним общим исполнительно-приводным механизмом для обеспечения создания усилия для приведения в действие, передаваемого через общий исполнительно-приводной механизм.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения.

Группа изобретений относится к управляемому стратегическому вооружению, в частности к сверхзвуковым летательным аппаратам и способам реализации их полета. Сверхзвуковой летательный аппарат содержит стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с планером и с функциональными блоками.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах. Бикалиберная ракета (вариант 1) содержит разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени.

Ракета // 2613391
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Технический результат - упрощение конструкции ракеты при повышении надежности ее работы.

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе.

Группа изобретений относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использована в контуре управления рулевого привода ракет с широтно-импульсным методом регулирования.

Изобретение относится к средствам фиксации и разделения элементов космического аппарата. Устройство состоит из отделяемой (ОЧ) и стационарной (СЧ) частей.

Изобретение относится к средствам фиксации и быстрого дистанционного разделения элементов конструкций космических аппаратов (КА), их частей и других изделий.
Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам, предназначенным для управляемого разделения конструктивных элементов летательных аппаратов. В устройстве для разделения элементов конструкций летательных аппаратов содержится замок электростатический (ЗЭС), удерживаемый в закрытом состоянии силой электростатического притяжения, возникающей между электрическими зарядами противоположного знака.
Изобретение относится к управлению движением стыкуемых космических аппаратов (КА). Способ обеспечивает касание активного (АК) и пассивного (ПА) КА с требуемыми значениями скорости, для чего регулируют скорость причаливания в зависимости от дальности.
Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано, в частности, для стыковки активного КА с пассивным КА. Способ включает управление угловыми скоростями активного КА по данным наблюдения с его борта пассивного КА.

Группа изобретений относится к методам и средствам соединения и разделения космических объектов. При запуске двух спутников один из них прикрепляют к подвижной части (4В), а другой помещают в неподвижную часть (4А) камеры (4).

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах отделения космических аппаратов (КА). Система отделения КА, установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя (РН) и КА, содержит корпус, состоящий из силовых опор и стенок с замками и толкателями, болтовые соединения, дискретно размещенные по периметру корпуса демпфирующие узлы, состоящие из резиновых прокладок и пластинчатых упоров с резьбовыми отверстиями, промежуточную раму, элементы крепления, резьбовые стыковочные элементы.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения автоматической стыковки космических аппаратов. Стыковочное устройство для космических аппаратов содержит стыковочный агрегат со шпангоутом, закрепленным на корпусе космического аппарата, и крышку люка, на внешней стороне которой закреплен приемный конус, заканчивающийся гнездом в форме стакана с продольными прорезями.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Технический результат - расширение боевых возможностей реактивной артиллерии при стрельбе по малоразмерным целям. Автономный блок управления реактивного снаряда включает цилиндрический шарнир на двух подшипниках качения с осью вращения, совпадающей с продольной осью реактивного снаряда, источник питания, бортовую аппаратуру дистанционного приема полетного задания, взрыватель и аппаратуру управления. Аппаратура управления содержит бортовой вычислитель, блок инерциальных датчиков и аппаратуру спутниковой навигации. Кроме того, устройство содержит электрический рулевой привод. Он включает четыре электродвигателя постоянного тока и четыре аэродинамических руля, скрытых внутри корпуса в исходном положении. Каждый электродвигатель постоянного тока имеет возможность отклонения независимо друг от друга своего аэродинамического руля на угол ±20°. Рулевой привод обеспечивает способность одновременно создавать управляющие силы и моменты по курсу, тангажу и крену. Бортовой вычислитель имеет возможность формирования команд по стабилизации крена и демпфирования продольных и поперечных колебаний снаряда. Устройство может быть установлено на неуправляемые реактивные снаряды непосредственно перед применением. 2 ил.
Наверх