Способ защиты полезного груза на участке выведения космической головной части и устройство для его осуществления

Способ защиты полезного груза на участке выведения космической головной части и устройство для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретения относятся к области ракетно-космической техники, а именно к средствам, используемым на участке выведения космической головной части для защиты полезного груза от аэродинамического и теплового воздействий набегающего потока.

Известны способы, при использовании которых защиту полезного груза осуществляют конструктивными элементами самого полезного груза (см., например, Мишин В.П. и др. Основы проектирования летательных аппаратов. Транспортные системы. М.: Машиностроение, 1985, с.371 [1]).

Эти способы применимы только для полезных грузов специального типа: головных частей баллистических ракет, возвращаемых капсул или приборных контейнеров зондирующих ракет, а также специально сконструированных пилотируемых кораблей (например, КА «Меркурий», «Джемини»). Конструкции таких полезных грузов рассчитаны на выдерживание максимальных величин аэродинамического и теплового воздействий набегающего потока при движении в плотных слоях атмосферы во время их возвращения на Землю и поэтому не требуют использования специальных средств защиты во время выведения.

Однако в большинстве прочих случаев полезный груз проектируется, как правило, для работы в условиях открытого космического пространства, и его конструкция не приспособлена для выдерживания интенсивного аэродинамического и теплового воздействий набегающего потока на участке выведения.

Для таких видов полезного груза известен способ защиты с помощью головного обтекателя, описанный, например, в книге: Грабин Б.В. и др. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1991, с.285 [2].

Головной обтекатель сбрасывают по команде, которую подают, когда уровень силового и теплового воздействия набегающего потока становится безопасным для полезного груза.

Осуществление этого способа предполагает наличие устройства защиты, содержащего указанный головной обтекатель с двумя или более створками и механизмами для их фиксации, раскрытия и отделения. По команде, подаваемой на эти механизмы при выполнении указанного условия, происходит сброс головного обтекателя в результате расфиксации его створок, их раскрытия и отделения от космической головной части.

При использовании таких способа и устройства защиты полезного груза головной обтекатель должен быть рассчитан на максимальные аэродинамические воздействия на участке выведения. Это вынуждает делать головной обтекатель прочным и сравнительно тяжелым. Масса головного обтекателя может составлять значительную долю массы полезного груза. Так для ракеты-носителя легкого класса "Скаут" масса головного обтекателя составляет приблизительно 160 кг при массе полезного груза 260 кг, а для ракеты-носителя среднего класса "Зенит" - 2100 кг и 12000 кг соответственно.

Известные способ и устройство защиты полезного груза на участке выведения, описанные в книге [2], наиболее близки предлагаемым.

Наличие в указанном известном устройстве защиты только одного средства - головного обтекателя для защиты полезного груза как от аэродинамического, так и от теплового воздействий набегающего потока, заставляет осуществлять сброс головного обтекателя при реализации указанного известного способа защиты тогда, когда уровень обоих этих воздействий становится ниже допустимого для полезного груза. Момент снижения теплового воздействия до допустимого уровня наступает позже, чем для аэродинамического воздействия. Однако поскольку полезный груз на атмосферном участке выведения необходимо защищать как от аэродинамического, так и от теплового воздействия набегающего потока, то именно время снижения теплового воздействия до допустимого уровня определяет момент сброса средства защиты полезного груза - головного обтекателя в указанных наиболее близких известных технических решениях.

В результате время, в течение которого приходится осуществлять разгон выводимой космической головной части вместе с относительно тяжелым головным обтекателем, увеличивается. Это приводит к дополнительным энергетическим затратам ракеты-носителя и снижает массу выводимого полезного груза.

Предлагаемыми изобретениями решается задача получения технического результата, заключающегося в уменьшении энергозатрат на выведение полезного груза или в увеличении массы выводимого полезного груза.

Эта задача решается следующим образом.

Согласно предлагаемому способу, как и в наиболее близком известном способе защиты полезного груза на участке выведения, осуществляют защиту полезного груза от аэродинамического и теплового воздействий набегающего воздушного потока головным обтекателем космической головной части и сброс этого головного обтекателя.

В отличие от наиболее близкого известного способа в предлагаемом способе дополнительно осуществляют защиту полезного груза от теплового воздействия с помощью теплозащитного кожуха, установленного между полезным грузом и головным обтекателем. При этом сброс головного обтекателя осуществляют в момент времени, соответствующий снижению уровня аэродинамического воздействия до допустимой величины. После этого осуществляют защиту полезного груза только с помощью указанного теплозащитного кожуха. Последний сбрасывают в момент времени, соответствующий снижению уровня теплового воздействия до допустимой величины.

Предлагаемое устройство защиты полезного груза на участке выведения, как и наиболее близкое к нему известное, содержит головной обтекатель с двумя или более створками и механизмами для их фиксации, раскрытия и отделения.

В отличие от наиболее близкого известного предлагаемое устройство дополнительно имеет теплозащитный кожух, установленный между полезным грузом и указанным головным обтекателем и имеющий две или более створок с механизмами для их фиксации, раскрытия и отделения. При этом механизмы для фиксации, раскрытия и отделения створок головного обтекателя выполнены с возможностью осуществления расфиксации, раскрытия и отделения этих створок по команде, выдаваемой в момент времени, соответствующий снижению уровня аэродинамического воздействия до допустимой величины, а механизмы для фиксации, раскрытия и отделения створок теплозащитного кожуха выполнены с возможностью осуществления расфиксации, раскрытия и отделения этих створок по команде, выдаваемой в момент времени, соответствующий уменьшению уровня теплового воздействия до допустимой величины.

Следствием названных отличий является то, что при использовании предлагаемых способа и устройства сброс тяжелого головного обтекателя происходит раньше, чем при использовании наиболее близких известных способа и устройства. Дальнейшее выведение полезного груза осуществляется при наличии только теплозащитного кожуха, от которого не требуется способности противостоять большим аэродинамическим нагрузкам. Поскольку теплозащитный кожух предназначен только для тепловой защиты, он может иметь сравнительно небольшую массу. В результате несмотря на то что суммарная масса головного обтекателя и теплозащитного экрана больше, чем масса одного головного обтекателя, благодаря более раннему сбросу тяжелого головного обтекателя энергозатраты на выведение полезного груза снижаются или соответственно может быть увеличена масса выводимого полезного груза.

Предлагаемые изобретения иллюстрируются чертежами, на которых показаны:

- на фиг.1 и фиг.2 - зависимости скоростного напора и конвективного теплового потока в критической точке от времени на участке выведения для двух типов ракет-носителей;

- на фиг.3 - общий вид космической головной части с размещенными в ней полезным грузом и предлагаемым устройством защиты для реализации предлагаемого способа;

- на фиг.4, 5 - последовательность операций по сбросу головного обтекателя и теплозащитного экрана при осуществлении предлагаемого способа.

Рассмотрим более подробно предлагаемый способ защиты полезного груза, конструктивное выполнение и работу предлагаемого устройства при осуществлении этого способа.

На участке выведения максимум аэродинамических нагрузок для широкого диапазона начальных тяговооруженностей ракет-носителей достигается в интервале 60-80 секунд после старта, а к 120-160-й секунде полета аэродинамические нагрузки снижаются до уровня, допустимого для большинства видов выводимого полезного груза.

Тепловой поток, от воздействия которого также необходимо защищать полезный груз, достигает максимума в интервале 120-140 секунд и снижается до допустимого уровня примерно к 220-280-й секунде полета.

Допустимые уровни аэродинамических и тепловых нагрузок определяются траекторией выведения ракеты-носителя (классом ракеты-носителя) и специфическими требованиями со стороны полезного груза.

Типичный вид соответствующих зависимостей представлен на фиг.1 для ракет-носителей «среднего» (по стартовой массе) класса и на фиг.2 - для ракет-носителей «тяжелого» класса (1 - скоростной напор, определяющий аэродинамическое воздействие, в кг/м², левая шкала; 2 - тепловой поток в условных единицах, правая шкала) от времени t, с.

Отмеченное выше различие в характере изменения скоростного напора q(t) и теплового потока Q(t) в критической точке, показанное на фиг.1 и 2, обусловлено различиями их функциональных зависимостей от скорости полета ракеты-носителя:

q(t)=(ρV²)/2

Q(t)=Cρ^0,5V³.

Здесь: ρ - плотность атмосферы;

V - скорость полета;

С - константа,

см., например: Основы теории полета космических аппаратов. Под ред. Г.С.Нариманова и М.К.Тихонравова, М.: Машиностроение, 1972, с.283 [3].

В соответствии с рассчитанными для участка выведения зависимостями скоростного напора q(t) и теплового потока Q(t) от времени и их заданными допустимыми значениями (соответственно уровни 3 и 4 на фиг.1, 2) могут быть определены моменты времени t₁ и t₂ сброса головного обтекателя и вспомогательного теплозащитного кожуха. Значения t₁ и t₂ перед стартом вводятся в качестве временных меток (уставок) в программный механизм системы управления ракеты-носителя.

На участке выведения полезный груз защищается сначала от воздействия набегающего потока головным обтекателем. Сброс головного обтекателя происходит по команде системы управления ракетой-носителем, соответствующей первой временнóй метке t₁ (фиг.1, 2). Для типовых средств выведения эта временнáя метка находится в диапазоне 130÷160 секунд полета. Далее защита полезного груза от набегающего потока обеспечивается теплозащитным кожухом, а сброс теплозащитного кожуха происходит по команде системы управления ракетой-носителем, соответствующей второй временнóй метке t₂, которая для типовых средств выведения находится в диапазоне 220÷280 секунд полета (фиг.1, 2).

Таким образом, в соответствии с предлагаемыми изобретениями время от момента старта ракеты-носителя до момента сброса тяжелого головного обтекателя уменьшается на величину Δt=t₂-t₁ (см. фиг.1, 2), составляющую 80-130 секунд, что и обусловливает возможность сокращения энергозатрат при выведении или увеличения массы выводимого полезного груза. Необходимость использования теплозащитного кожуха при осуществлении предлагаемого способа не противоречит сделанному выводу, так как защита полезного груза только от тепловых воздействий не требует прочных и тяжелых конструкций типа головного обтекателя, рассчитанного на аэродинамические нагрузки, соответствующие максимальному скоростному напору.

Возможное конструктивное выполнение устройства защиты полезного груза, с помощью которого реализуется описанный выше предлагаемый способ, а также последовательность функционирования элементов средств защиты показаны на фиг.3, 4, 5.

Космическая головная часть 5 установлена на верхней ступени 11 ракеты-носителя. В состав космической головной части входят находящиеся под головным обтекателем 7 разгонный блок 10 (не является обязательным) и полезный груз 9, размещенный над разгонным блоком под теплозащитным кожухом 8 (см. фиг.4). Головной обтекатель 7 и теплозащитный кожух 8 входят в состав устройства защиты полезного груза. Головной обтекатель содержит створки 7.1, 7.2 (см. фиг.4, где они показаны в положении после сброса головного обтекателя, и фиг.3, где видна только левая створка головного обтекателя 7). Теплозащитный кожух 8 содержит створки 8.1, 8.2 (см. фиг.5, где они показаны в положении после сброса теплозащитного кожуха, и фиг.4, где видна только левая створка теплозащитного кожуха 8). В состав устройства защиты полезного груза входят также механизмы фиксации 15, 13, раскрытия и отделения 12, 14 створок, соответственно головного обтекателя 7 и теплозащитного кожуха 8. Конструкция элементов устройства защиты полезного груза - створок и механизмов их фиксации, раскрытия и отделения и принцип их действия аналогичны известным, описанным, например, в [1], с.40, [2], с.285.

В частности, теплозащитный кожух 8 конструктивно аналогичен известным из [2] головным обтекателям и представляет собой тонкостенную конструкцию, рассчитанную на значительно меньшие, чем для головного обтекателя нагрузки, и поэтому имеет существенно меньшую массу. Внешние обводы теплозащитного кожуха 8 определяются габаритами и формой полезного груза 9, а также требованием минимизации тепловых воздействий на полезный груз от набегающего потока. В частности, для снижения притока тепла радиус затупления лобовой части теплозащитного кожуха выбирается максимально возможным. При необходимости теплозащитный кожух 8 может быть выполнен герметичным. Его створки изготавливаются из материалов с низкой теплопроводностью и хорошими теплозащитными и звукопоглощающими свойствами, например из углепластика с сотовым заполнителем.

Предлагаемое устройство защиты работает при осуществлении предлагаемого способа следующим образом.

Механизмы фиксации, раскрытия и отделения створок головного обтекателя и теплозащитного экрана имеют исполнительные элементы, при поступлении на входы которых команды на сброс обтекателя или кожуха происходят расфиксация створок, их раскрытие и механическое отделение. Механизмы фиксации используются в качестве таковых при подготовке ракеты с космической головной частью к пуску и осуществляют эту функцию в процессе полета. При поступлении команды на сброс головного обтекателя или теплозащитного кожуха фиксация снимается (происходит расфиксация), т.е. эти механизмы выполняют и функцию расфиксации. Механизмы раскрытия и отделения створок включаются в работу только по команде на сброс головного обтекателя или теплозащитного кожуха. Упомянутые исполнительные элементы названных механизмов могут быть выполнены, например, на основе пиропатронов, а команды на сброс головного обтекателя и теплозащитного кожуха могут поступать к ним в виде электрического сигнала.

Результат первой стадии этого процесса, заканчивающейся сбросом головного обтекателя, показан на фиг.4, где изображены створки 7.1, 7.2 головного обтекателя, отделившегося от космической головной части после исполнения команды, поданной в момент времени, соответствующий уменьшению аэродинамического воздействия до допустимого уровня.

Результат второй стадии, заканчивающейся сбросом теплозащитного кожуха, показан на фиг.5, где изображены отделившиеся створки 8.1, 8.2 теплозащитного кожуха после исполнения команды, поданной в момент времени, соответствующий уменьшению теплового воздействия до допустимого уровня.

Реализация функционально сформулированных признаков изобретения, предусматривающих возможность расфиксации, раскрытия и отделения створок головного обтекателя и теплозащитного кожуха по командам, подаваемым в моменты времени, соответствующие уменьшению уровня аэродинамического и теплового воздействий до допустимых величин, возможна не только описанным выше путем, когда указанные команды поступают от системы управления ракетой-носителем. Команды могут быть сформированы и непосредственно в устройстве защиты. При этом они могут быть сформированы так же, как описано выше, т.е. в заранее рассчитанные моменты времени, и поступать от программного механизма. Однако принципиально возможно формирование таких команд на основании измерений параметров, характеризующих текущий уровень аэродинамического и теплового воздействий, с помощью соответствующих датчиков. Таким образом, в первом из трех упомянутых частных случаев указанная функция названных механизмов по расфиксации, раскрытию и отделению створок головного обтекателя и теплозащитного кожуха по указанным командам реализуется благодаря связи их исполнительных элементов с системой управления ракетой-носителем, во втором случае - с помощью программного механизма, связанного с исполнительными элементами, в третьем случае - благодаря связи исполнительных элементов с датчиками уровня аэродинамического и теплового воздействий. Возможен и такой частный случай реализации рассматриваемой функции, когда сигналы упомянутых датчиков используются не непосредственно для управления расфиксацией, раскрытием и отделением створок головного обтекателя, а предварительно анализируются в системе управления ракетой-носителем, формирующей команды, в отличие от первого случая не в заранее рассчитанные моменты времени, а с учетом результатов текущих измерений. Все эти случаи объединяет то, что механизмы фиксации, раскрытия и отделения створок головного обтекателя и теплозащитного кожуха выполнены с возможностью расфиксации, раскрытия и отделения створок по командам, подаваемым на исполнительные элементы этих механизмов в моменты времени, соответствующие снижению аэродинамических и тепловых воздействий до допустимых величин.

Так как относительно тяжелый головной обтекатель в случае использования предлагаемых изобретений сбрасывается раньше, чем в случае применения наиболее близких известных технических решений, то несмотря на бóльшую суммарную начальную массу средств защиты (головной обтекатель плюс дополнительный теплозащитный кожух, в сравнении только с головным обтекателем) предлагаемые изобретения дают выигрыш в конечной скорости ракеты-носителя (около 6÷12 м/с при массе теплозащитного кожуха порядка 30% от массы головного обтекателя) или соответствующий указанному выигрышу в скорости выигрыш в массе выводимого полезного груза. Величина выигрыша зависит от типа ракеты-носителя и массы теплозащитного кожуха. Выигрыш возрастает для тяжелых ракет, для которых характерна бóльшая величина интервала Δt между моментами t₂ и t₁ снижения теплового и аэродинамического и воздействий до допустимого уровня.

В числе дополнительных преимуществ, связанных с применением теплозащитного кожуха, можно отметить следующие:

- защищать от тепловых воздействий можно не весь полезный груз, а только наиболее уязвимые его элементы, что позволяет в отдельных случаях снизить массу теплозащитного кожуха;

- часть тепла, обусловленного набегающим потоком, аккумулируется створками головного обтекателя и уходит вместе с головным обтекателем после его сброса;

- теплозащитный кожух позволяет снизить уровень акустических нагрузок, действующих на полезный груз на участке выведения.

В рамках предлагаемых технических решений возможна дальнейшая оптимизация с целью снижения энергозатрат ракеты-носителя на участке выведения. Поскольку теплозащитный кожух способен осуществлять также некоторую защиту от аэродинамического воздействия, сброс головного обтекателя может быть осуществлен несколько ранее показанного на фиг.1 и 2 момента t₁, определенного для прекращения защиты полезного груза от аэродинамического воздействия.

Предлагаемые способ и устройство защиты полезного груза могут быть применены как на эксплуатируемых ракетах-носителях, так и на вновь разрабатываемых. Наиболее эффективны они для ракет-носителей, у которых продолжительность активного участка в атмосфере сравнительно велика, а также при выведении полезных нагрузок; полезных грузов с повышенными требованиями по защите от воздействий набегающего потока.

Источники информации

1. Мишин В.П. и др. Основы проектирования летательных аппаратов. Транспортные системы. М.: Машиностроение, 1985.

2. Грабин Б.В. и др. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1991.

3. Основы теории полета космических аппаратов. Под ред. Г.С.Нариманова и М.К.Тихонравова. М.: Машиностроение, 1972.

1. Способ защиты полезного груза от аэродинамического и теплового воздействий набегающего потока на участке выведения космической головной части, включающий защиту полезного груза головным обтекателем космической головной части и последующий сброс головного обтекателя, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют защиту полезного груза с помощью теплозащитного кожуха, установленного между полезным грузом и головным обтекателем космической головной части, отделение головного обтекателя осуществляют в момент времени, соответствующий уменьшению уровня аэродинамического воздействия до допустимой величины, после чего осуществляют дальнейшую защиту полезного груза только с помощью указанного теплозащитного кожуха, который отделяют в момент времени, соответствующий уменьшению уровня теплового воздействия до допустимой величины.

2. Устройство защиты полезного груза от аэродинамического и теплового воздействий набегающего потока на участке выведения космической головной части, содержащее головной обтекатель с двумя или более створками и механизмами для их фиксации, раскрытия и отделения, отличающееся тем, что оно снабжено теплозащитным кожухом, установленным между полезным грузом и указанным головным обтекателем космической головной части, теплозащитный кожух имеет две или более створок с механизмами для их фиксации, раскрытия и отделения, при этом механизмы для фиксации, раскрытия и отделения створок головного обтекателя космической головной части выполнены с возможностью снятия фиксации, раскрытия и отделения этих створок по команде, поступающей в момент времени, соответствующий уменьшению уровня аэродинамического воздействия до допустимой величины, а механизмы для фиксации, раскрытия и отделения створок теплозащитного кожуха выполнены с возможностью снятия фиксации, раскрытия и отделения этих створок по команде, поступающей в момент времени, соответствующий уменьшению уровня теплового воздействия до допустимой величины.