Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации



Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации
Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации
Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации
Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации
Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации

Владельцы патента RU 2637007:

Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химической физики им. Н.Н. Семенова Российской академии наук (ИХФ РАН) (RU)

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для исключения падения на Землю трудно сгораемых фрагментов космических аппаратов, отработавших свой ресурс, а именно деталей, изготовленных из тугоплавкого конструкционного материала. Для разрушения деталей отработавших космических аппаратов путем перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы на поверхности деталей космического аппарата располагают пиротехнический состав термитного типа на основе алюминия и оксида металла, способный к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающий экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг. Пиротехническим составом термитного типа заполняют цилиндрический стакан из титанового сплава, который закрепляют на поверхности деталей космических аппаратов. Для обеспечения поджатия пиротехнического состава к поверхности материала внутри цилиндрического стакана установлен упругий теплоизолирующий вкладыш. Способ и устройство обеспечивают высокую безопасность, стабильность и надежность и позволяют перфорировать тугоплавкие детали отработавших космических аппаратов на стадии их неконтролируемого спуска в плотных слоях атмосферы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для исключения падения на Землю трудно сгораемых фрагментов космических аппаратов, отработавших свой ресурс, а именно деталей, изготовленных из тугоплавкого конструкционного материала.

Предполагается, что отработавшие на низкой околоземной орбите спутники (или их части) неконтролируемо падают, попадают в плотные слои атмосферы и сгорают. Известно, что детали из алюминия и магния интенсивно разрушаются и сгорают на высоте 78 км. Однако существует риск того, что отдельные части спутников не сгорают или сгорают не полностью, что нежелательно как с точки зрения безопасности, так и по экологическим причинам. Так, упавшие на Землю в штате Техас США обломки частично разрушенного топливного бака второй ступени Delta II из нержавеющей стали в 1979 г., тугоплавкие детали спутника Космос в 1978 г. и титановый корпус двигателя третьей ступени весом около 70 кг в Саудовской Аравии в 2001 г. показали, что, хотя космический летательный аппарат значительно разрушается при входе в плотные слои атмосферы, однако заметное число обломков деталей спутников, имеющих обтекаемую форму и изготовленных из материалов с высокой температурой плавления - нержавеющая сталь, титан, бериллий - могут уцелеть и долететь до Земли. В частности, металлические баки из титанового сплава, например ВТ-6, для жидких топлив и газов под давлением (гидразин или Не) не плавятся и не разрушаются при входе в плотные слои атмосферы.

Известен способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения (патент РФ 2092409, B64G 9/00, 10.10.1997), включающий выведение на орбиту, встречную по отношению к орбите засоряющих космических объектов, тонкой пленки, развертывание и натяжение этой пленки и введение ее в ударное взаимодействие с засоряющими космическими объектами посредством ориентации поверхности пленки поперечно указанной орбите. При соударении объекта и пленки происходит разрушение объекта на мелкие частицы с образованием в пленке при каждом соударении бреши. Образовавшиеся частицы тормозятся гораздо интенсивнее, чем первоначальный объект, за счет резкого увеличения их баллистического коэффициента. Это обеспечивает быстрое вхождение их в плотные слои атмосферы и сгорание. Недостатком способа является недостаточная надежность, так как при столкновении засоряющего объекта с пленкой происходит нарушение ее целостности, и в дальнейшем она не оказывает воздействия на пролетающие сквозь бреши фрагменты космического мусора. Данный способ является дорогостоящим, так как для его вывода на орбиту требуется специальная ракета.

Известен способ разрушения фрагментов космического мусора (патент РФ 2204508, B64G 9/00, B64G 1/56, 20.05.2003), заключающийся в том, что на пути следования фрагментов космических аппаратов устанавливается препятствие в виде искусственного облака, состоящего из мелкодисперсных частиц взрывчатого вещества. Недостатками способа являются недостаточная надежность, так как не гарантируется получение фрагментов, способных полностью сгореть в атмосфере, и высокая стоимость.

Известен способ разрушения фрагментов космического мусора (RU 2572283, B64G 1/10, B64G 99/00, 10.01.2016), в котором используют запускаемый с Земли к фрагменту космического мусора космический перехватчик, содержащий гелеобразное взрывчатое вещество. При поражении космическим перехватчиком фрагмента мусора носовая часть перехватчика разрушается, гелеобразное взрывчатое вещество распределяется по поверхности объекта разрушения и затем затвердевает. С пульта управления на Земле или космическом корабле осуществляют подрыв взрывчатого вещества. Ударные волны, вызванные взрывом, взаимодействуют между собой и разрушают фрагмент космического мусора. Недостатками способа являются сложность и высокая стоимость.

Известна полезная модель, в которой предложено устройство для разрушения крупногабаритных космических аппаратов (патент РФ 116466, B64G 99/00, 27.05.12), характеризующееся тем, что на внутренней поверхности корпуса космического аппарата в заданных местах установлен детонирующий удлиненный заряд кумулятивного типа с детонатором, воспламенителем и механизмом предохранения от несанкционированного срабатывания, связанными с системой задействования. Способ разрушения космических аппаратов, использующий данное устройство, заключается в следующем: по команде от системы задействования отключается механизм предохранения от несанкционированного срабатывания, при последующей команде на воспламенитель срабатывает детонатор, инициируя взрыв заряда, и за счет кумулятивного эффекта материал корпуса космического аппарата, находящийся под зарядом, разрушается и происходит разделение корпуса на фрагменты.

Недостатками решения по полезной модели RU 116466 являются повышенная опасность из-за наличия взрывчатого вещества и детонатора на борту космического аппарата и недостаточная надежность из-за невозможности обеспечения стабильных характеристик взрывчатого вещества в течение всего срока службы космического аппарата. Недостатком является также сложность устройства из-за необходимости установки в нем системы задействования.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа разрушения деталей отработавших космических аппаратов, который будет отличаться высокой безопасностью и надежностью.

Задачей изобретения является также создание устройства для реализации предлагаемого способа, которое будет отличаться высокой надежностью и стабильностью характеристик при термических и механических нагрузках в течение всего срока эксплуатации космического аппарата и обеспечит существенное упрощение конструкции.

Решение поставленной задачи достигается предлагаемым способом разрушения деталей отработавших космических аппаратов путем перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы, для чего на поверхности деталей космического аппарата располагают пиротехнический состав термитного типа на основе алюминия и оксида кобальта(II, III), способный к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающий экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг.

Для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата можно использовать пиротехнический состав термитного типа, содержащий порошки алюминия, оксида кобальта(II, III) и дополнительно неорганического связующего - каолин 25-30%, силикат натрия 70-75% при следующем соотношении компонентов, мас. %:

алюминий 18-20
оксид кобальта(II, III) (Co3O4) 78-80
неорганическое связующее 2-4

Решение поставленной задачи достигается также устройством для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей отработавшего космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы, представляющим собой цилиндрический стакан из титанового сплава, закрепляемый на поверхности деталей космических аппаратов, заполненный пиротехническим составом термитного типа на основе алюминия и оксида кобальта(II, III), способным к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающим экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг, при этом для обеспечения поджатая пиротехнического состава к поверхности тугоплавкого конструкционного материала внутри цилиндрического стакана из титанового сплава установлен упругий теплоизолирующий вкладыш.

Пиротехнический состав термитного типа может содержать порошки алюминия, оксида кобальта(II, III) и дополнительно неорганического связующего - каолин 25-30%, силикат натрия 70-75% при следующем соотношении компонентов, мас. %:

алюминий 18-20
оксид кобальта(II, III) 78-80
неорганическое связующее 2-4

Пиротехнический состав перед помещением в цилиндрический стакан из титанового сплава прессуется.

Упругий теплоизолирующий вкладыш для обеспечения поджатая пиротехнического состава к поверхности тугоплавкого конструкционного материала может быть выполнен из каолиновой ваты (рабочая температура до 1350°С).

Заявляемый интервал значений соотношения компонентов используемого пиротехнического состава термитного типа является допустимой массовой погрешностью работоспособного состава.

При создании предлагаемого изобретения предварительно были проведены термодинамические расчеты, по результатам которых отобраны термитные составы из доступных компонентов с достаточно высокой температурой сгорания, способной обеспечивать протекание термитной реакции в режиме самоподдерживающегося горения, и при этом образующие максимальное количество конденсированных продуктов реакции, необходимых для поддержания теплового контакта между горящим составом и нагреваемой целевой поверхностью.

Затем были проведены экспериментальные исследования влияния качественного состава выбранных пиротехнических термитных составов на температуру их самовоспламенения при давлении 60 Па. Были исследованы близкие к стехиометрическим составы на основе алюминия или титана и оксида металла (ванадия, железа, хрома и кобальта). Полученные результаты представлены в таблице, где приведены также известные данные по экзотермическому эффекту реакции сгорания (Q) (S.H. Fisher, М.С.Grubelich, Theoretical Energy Release of Thermites. Intermetallics, and Combustible Metals, Proceedings of 24th International Pyrotechnics Seminar, 27-31 July 1998, California, pp. 231-286).

При неконтролируемом спуске отработавшего спутника в плотных слоях атмосферы до достижения высоты 70-80 км от Земли происходит сгорание всех элементов конструкции космического аппарата за исключением топливных баков, изготовленных из титанового сплава. При дальнейшем падении поверхность тугоплавкого бака продолжает разогреваться и достигает температуры ~1000-1100°С, достаточной для пассивного воспламенения пиротехнических термитных составов на основе алюминия и оксида ванадия, железа или кобальта (см. таблицу). На рис. 1 в качестве иллюстрации приведена кинетическая кривая нагревания пиротехнического термитного состава на основе алюминия и Co3O4 (Al - 18±1%, Co3O4 - 79±1%, связующее (каолин 25%, силикат натрия 75%) - 3±1%) при давлении 60 Па вплоть до самовоспламенения.

Дальнейшие испытания проводились с указанными составами на основе алюминия и оксида ванадия, железа или кобальта.

Испытуемый состав помещался в предлагаемое устройство, которое закреплялось на поверхности материала из титанового сплава и нагревалось. На рис. 2 показано предлагаемое устройство до срабатывания - а) и после срабатывания - б).

При испытаниях в атмосферных условиях все три выбранных состава - на основе алюминия и оксида либо железа, либо кобальта, либо ванадия - расплавляли и перфорировали материал из титанового сплава, но в испытаниях при давлении 60 Па, соответствующем давлению воздуха на высоте ~80 км от Земли, успешный результат (см. рис. 2) достигался только при использовании состава на основе алюминия и оксида кобальта(II, III), обладающего высоким экзотермическим эффектом (Q=4237 кДж/кг). Состав на основе алюминия и оксида ванадия, несмотря на еще более высокое значение теплоты сгорания (Q=4572 кДж/кг), не привел к расплавлению и перфорации тугоплавкого материала при давлении 60 Па, что объясняется недостаточным прогревом пластины к моменту воспламенения состава (658±5°С) и плохим тепловым контактом между целевой поверхностью и продуктами сгорания вследствие значительного количества газофазных продуктов реакции.

Таким образом, проведенные испытания позволили определить критерии выбора используемого в предлагаемых способе и устройстве пиротехнического состава термитного типа на основе алюминия и оксида металла.

Стандартные условия пребывания спутника на околоземной орбите: средний срок службы 25 лет при температуре не выше 125°С. На рис. 3 приведены результаты термокинетического моделирования процесса старения пиротехнического термитного состава при его долговременном хранении при различной температуре. При изотермической выдержке используемого состава при 125°С в течение 35 лет степень превращения составляет менее 0,1%.

На рис. 4 представлена схема предлагаемого устройства для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космических аппаратов.

Устройство содержит цилиндрический стакан из титанового сплава 1, в который помещены упругий теплоизолирующий вкладыш 2 и предварительно спрессованный (в виде таблетки) пиротехнический состав термитного типа 3. Заполненный титановый стакан 1 закрепляется на поверхности детали космического аппарата из тугоплавкого материала 4. Упругий теплоизолирующий вкладыш 2 прижимает пиротехнический состав 3 к поверхности тугоплавкой детали 4.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. При падении отработавшего космического аппарата на высоте ~80 км от Земли несгоревшими остаются только детали, изготовленные из тугоплавких материалов, например топливные баки из титанового сплава, на поверхности которых (4) закреплено заявляемое устройство. При дальнейшем спуске поверхность тугоплавкого бака (4) разогревается до температуры ~1000°С, обеспечивающей пассивное воспламенение внутри титанового стакана (1) пиротехнического термитного состава (3), прижатого к поверхности топливного бака (4) упругим теплоизолирующим вкладышем (2). Температура воспламенения термитного состава на основе алюминия и оксида кобальта(II, III) составляет 971±15°С. Благодаря высокому значению теплоты сгорания используемого термитного состава (4230 кДж/кг) за счет теплоотдачи от разогретой конденсированной фазы продуктов сгорания происходит расплавление и перфорация тугоплавкой детали космического аппарата, как показано на рис. 2. Вследствие нарушения обтекаемой формы детали в местах перфорации резко увеличиваются тепловые потоки за счет аэродинамического нагрева, что приводит к быстрому разрушению и сгоранию перфорированной детали космического аппарата.

Таким образом, предлагаемый способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов отличается высокой безопасностью и надежностью. Способ позволяет перфорировать тугоплавкие детали отработавших космических аппаратов на стадии их неконтролируемого спуска в плотных слоях атмосферы путем пассивного воспламенения пиротехнического состава. Предлагаемое устройство отличается высокой надежностью и стабильностью характеристик при термических (до 250°С) и механических нагрузках в течение всего срока эксплуатации космического аппарата и обеспечивает существенное упрощение конструкции. При этом обеспечиваются малые габариты и масса, низкая стоимость и высокая надежность срабатывания устройства.

1. Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов путем перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы, для чего на поверхности деталей космического аппарата располагают пиротехнический состав термитного типа на основе алюминия и оксида кобальта (II, III), способный к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающий экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата используют пиротехнический состав термитного типа, содержащий порошки алюминия, оксида кобальта (II, III) и дополнительно неорганического связующего - каолин 25-30%, силикат натрия 70-75% при следующем соотношении компонентов, мас. %:

алюминий 18-20
оксид кобальта (II, III) 78-80
неорганическое связующее 2-4

3. Устройство для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей отработавшего космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы, представляющее собой цилиндрический стакан из титанового сплава, закрепляемый на поверхности деталей космических аппаратов, заполненный пиротехническим составом термитного типа на основе алюминия и оксида кобальта (II, III), способным к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающим экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг, при этом для обеспечения поджатая пиротехнического состава к поверхности тугоплавкого конструкционного материала внутри цилиндрического стакана из титанового сплава установлен упругий теплоизолирующий вкладыш.

4. Устройство по п. 3, отличающееся тем, что пиротехнический состав термитного типа содержит порошки алюминия, оксида кобальта (II, III) и дополнительно неорганического связующего - каолин 25-30%, силикат натрия 70-75% при следующем соотношении компонентов, мас. %:

алюминий 18-20
оксид кобальта (II, III) 78-80
неорганическое связующее 2-4

5. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что содержит прессованный пиротехнический состав.

6. Устройство по п. 3, отличающееся тем, что упругий теплоизолирующий вкладыш выполнен из каолиновой ваты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к пиротехническому составу, который может быть использован в качестве снаряжения блоков, предназначенных для придания или усиления зажигательного действия осколочным, или фугасным, или зажигательным, или многофакторным средствам поражения.

Изобретение относится к пиротехническим составам, содержащим в качестве горючего активные металлы, а в качестве окислителя фторпласты. Описана композиция высокоэнергетического пиротехнического зажигательного элемента в кумулятивных осколочных боевых изделиях, содержащая фторполимер и порошки алюминия, отличающаяся тем, что для обеспечения малой задержки самовоспламенения, способствующей воспламенению горючих материалов, находящихся в замкнутом пространстве после пробития боеприпасом внешней оболочки, композиция содержит 70-90% масс.

Изобретение относится к высококалорийным пиротехническим составам, уплотненные заряды из которых предназначены для использования в технологии разрушения сооружений из бетона, железобетона, кирпича и раскалывания природных глыб без применения взрывчатых веществ.

Изобретение относится к прикладной химии, а именно к твердым горючим (ТГ) для прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) активно-реактивных снарядов (АРС). Твердое горючее содержит органическое горючее-связующее, ультрадисперсный порошок высокоэнергетического металла и карборан и/или фенилкарборан.
Изобретения относится к технологии разрушения сооружений из бетона, железобетона, кирпича и раскалывания природных камней без применения взрывчатых веществ. Способ изготовления пиротехнических зарядов для теплового разрушения твердых тел содержит операции смешивания порошков алюминиево-магниевого сплава, оксида железа или железной окалины и органического горючего связующего, последующее уплотнение смеси.
Изобретение относится к пиротехническим составам для наземных и высотных фейерверков искристо-форсового действия, которые содержат термическую основу, включающую порошкообразный металл в сочетании с неорганической солью азотной кислоты и нитроцеллюлозой.
Изобретение относится к области получения газа реакцией двух твердых веществ, а именно к способу изготовления из смеси порошков бинарных пиротехнических зарядов, содержащих азид натрия, при горении которых образуется чистый газообразный азот.
Изобретение относится к пиротехническим аэрозолеобразующим составам для образования дымовых маскирующих завес. .
Изобретение относится к средствам для образования дымовых завес, а именно к аэрозолеобразующим составам, используемым в качестве дымообразующего снаряжения боеприпасов, при горении которого формируется в атмосфере аэрозольное облако маскирующего действия.
Изобретение относится к металлотермическим топливам для получения тепловой энергии. .

Изобретение относится к области космонавтики и касается защиты Земли от потенциально опасных космических объектов (ПОКО) естественного происхождения (астероидов, комет и болидов) путем изменения их орбит за счет внешнего на них воздействия.

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.

Изобретение относится к области безопасного применения полимерных композиционных материалов в конструкциях корпуса возвращаемого аппарата пилотируемого космического корабля.
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 космической технике, а именно к комплексам очистки околоземного космического пространства, преимущественно, от малогабаритного космического мусора (КМ).

Изобретение относится к способам электротермического ускорения твердых тел. В способе электротермического ускорения твердых тел разряд между рельсами-токоподводами перемещается вместе со снарядом перемычкой, что провоцирует разряд между дном снаряда и рельсами.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для защиты Земли и космических аппаратов (КА) от астероидно-кометной опасности (АКО). Выводят на орбиту КА со средствами аппаратуры наблюдения (АН) на базе телескопов, первичной обработки изображений и непрерывной прямой двусторонней радиосвязи, устанавливают АН на Луне, синхронизируют КА-телескопы по шкале единого времени, размещают главную оптическую ось АН каждого КА в точках Лагранжа, поочередно сканируют и получают изображения участков небесной сферы, определяют координаты и блеск наблюдаемых небесных объектов (НО), принимают и обрабатывают на наземном пункте управления изображения с зафиксированными новыми НО, с помощью информационно-аналитического центра мониторинга АКО собирают, обрабатывают, анализируют, систематизируют, каталогизируют и хранят информацию об объектах АКО, строят динамику перемещений НО во времени и пространстве, вычисляют орбиты НО, регулярно обновляют и передают потребителям информацию об уточненных параметрах НО, оценивают степень угрозы математическим методом, основанным на критерии минимума среднего риска и зависящим от стоимости ложной тревоги, вероятности отсутствия столкновения, условной вероятности ложной тревоги, весового множителя, стоимости ущерба при столкновении, вероятности столкновения, условной вероятности пропуска столкновения, плотности вероятности положения КА или Земли в пространстве, отношения правдоподобия, плотности вероятности положения опасных космических объектов в пространстве, принимают решения о дальнейших действиях.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разрушения фрагментов космического мусора (КМ). Запускают к фрагменту КМ космический перехватчик, закрепляют на поверхности на фрагменте КМ гелеобразное взрывчатое вещество, производят взрыв с помощью управляемого детонатора.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для защиты Земли от опасных космических объектов (КО). Осуществляют мониторинг космического пространства, выявляют и анализируют опасный КО, оценивают вероятность, место и время столкновения опасного КО с Землёй и действующими космическими аппаратами (КА), по предварительной информации с учётом критерия минимума среднего риска оперативно доводят до центров управления космических систем, комплексов и правительств стран о возникающей угрозе.
Изобретение относится к сфере космических исследований и технологий. Способ ночного освещения Марса характеризуется тем, что на поверхность, по меньшей мере, одного спутника Марса помещают люминофор.

Группа изобретений относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения безопасной деятельности на внешней поверхности космического объекта (КО), например орбитальной станции (ОС).

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для исключения падения на Землю трудно сгораемых фрагментов космических аппаратов, отработавших свой ресурс, а именно деталей, изготовленных из тугоплавкого конструкционного материала. Для разрушения деталей отработавших космических аппаратов путем перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы на поверхности деталей космического аппарата располагают пиротехнический состав термитного типа на основе алюминия и оксида металла, способный к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающий экзотермическим эффектом не менее 4200 кДжкг. Пиротехническим составом термитного типа заполняют цилиндрический стакан из титанового сплава, который закрепляют на поверхности деталей космических аппаратов. Для обеспечения поджатия пиротехнического состава к поверхности материала внутри цилиндрического стакана установлен упругий теплоизолирующий вкладыш. Способ и устройство обеспечивают высокую безопасность, стабильность и надежность и позволяют перфорировать тугоплавкие детали отработавших космических аппаратов на стадии их неконтролируемого спуска в плотных слоях атмосферы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Наверх