Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя

Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя

Реферат

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: 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 территории для районов падения ОЧ, а наличие невырабатываемых остатков жидкого топлива в баках ОС приводят к взрывам на орбитах, проливам компонентов топлива в районах падения, увеличению разбросов фрагментов ОЧ, использованию энергетически неоптимальных схем выведения и т.д.

Известен «Способ спуска в атмосфере отделяемого от гиперзвукового летательного аппарата элемента, обладающего аэродинамическим качеством, и устройство для осуществления способа» (патент РФ №2086903, МПК F42B 15/00, 1997). Сущность данного технического решения состоит в том, что на этапе предполетной подготовки многоступенчатой ракеты-носителя производят расчет параметров движения отделяемых частей ракеты-носителя до момента опускания их на землю и по результатам расчетов определяют необходимую зону отчуждения.

Известен также «Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя» (патент РФ №2464526, МПК F42B 15/36, 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 прототипа следует отнести наличие нескольких районов падения, значительную площадь зоны необходимого отчуждения т.к. степень разрушения этих ОЧ различна, от полного сгорания до сохранения фрагментов, в связи с чем задача минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя решается недостаточно и остается актуальной.

Техническим результатом предлагаемого технического решения является максимальное снижение площади зоны необходимого отчуждения.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном способе, по которому на этапе предполетной подготовки РН выделяют элементы ОЧ, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от ракеты-носителя, производят расчет параметров движения ОЧ РН до момента падения их на землю, согласно заявляемому техническому решению рассчитывают количество теплоты, получаемой ОЧ за счет аэродинамического нагрева при движении на атмосферном участке траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться ее сгорание, рассчитывают необходимое дополнительное количество теплоты для обеспечения полного сгорания ОЧ в атмосфере до достижения заданной высоты полета, определяют необходимое количество энергетического материала для обеспечения рассчитанного повышения температуры ОЧ, размещают его в конструкции ОЧ и после отделения ОЧ от РН в процессе автономного полета ОЧ на участке траектории до момента вхождения в плотные слои атмосферы формируют сигнал на возгорание энергетического материала по достижении заданной температуры.

Реализация предлагаемого технического решения.

1. Расчет полного количества подведенного тепла Q_тп к ОЧ за время снижения до заданной высоты проводится в соответствии с расчетной формулой (2.40), приведенной на стр. 115 кн. 1. Инженерный справочник по космической технике. Изд. 2-е, перераб. и доп. Под ред. А.В. Солодова. М., Воениздат, 1977, 430 с.

2. Расчет требуемого количества теплоты Q_тт, обеспечивающего полное сгорание ОЧ в условиях набегающего аэродинамического потока, основан на большой базе данных параметров входа в атмосферу известных конструкций отработанных ступеней РН, КА и соответствующих математических моделях, приведенный, например, в кн. 2. Программный комплекс НАСА расчета сгорания тел при входе в атмосферу. / General Input Requirements for Object Reentry Survival Analysis Tool (ORSAT). http://orbitaldebris.jsc.nasa.gov/reentry/orsat.html.

Дополнительное количество теплоты ΔQ определяется как разница между значениями

3. Дополнительное тепловое воздействие на ОЧ может осуществляться различными методами, например:

- за счет инициирования размещенных в конструкции ЭМ материалов, выделяющих дополнительное количество теплоты;

- подача энергии за счет лазерного воздействия с наземной станции.

Например, современные конструкции головных обтекателей представляют собой трехслойные сотовые конструкции, которые возможно заполнить ЭМ, который можно инициировать с помощью теплового реле, либо выбором свойства ЭМ, который инициируется самостоятельно по достижению заданной температуры.

Масса ЭМ определяется в соответствии с формулой

где q_ЭM - количество теплоты, выделяемое при сгорании 1 кг ЭМ.

Использование предлагаемого технического решения позволит решить 2 важнейшие проблемы, свойственные ракетно-космической технике:

- в значительной степени уменьшить, а в ряде случаев избавиться от зоны отчуждения, выделяемой, например, для СГО, ОС, в частности, наиболее эффективно для верхних ступеней РН, спускаемых с орбит;

- обеспечить выбор более энергетически оптимальной схемы выведения РН за счет снятия дополнительного граничного условия по обеспечению падения, например, СГО в заданный район радения, при расчете программы тангажа, что приводит к повышению массы выводимой полезной нагрузки, компенсирующей увеличение массы СГО за счет размещения ЭМ.

В качестве ЭМ можно использовать различные твердотопливные составы, например NaClO₃+Mg+CaO₂, C₆H_7.31N_2.69O_10.3, N₄H₄O₄+C_18.96H_34.64N_19.16O_29.32+AlH₃, N₄H₄O₄+C_73.2H_120.9+Al и т.д.

Конкретный выбор ЭМ будет определяться конструкцией СГО или ступени, количеством тепла, которое необходимо подвести к конкретному участку ОЧ для полного сгорания при движении в атмосфере до заданной высоты, например до высоты 10 км.

В качестве примера реализации способа рассматривается обеспечение сжигания в атмосфере СГО.

В настоящее время СГО представляют собой сотовые конструкции, изготовленные с применением многослойных композиционных материалов, например обтекатели РН семейства «Союз», «Протон».

В процессе выведения РН происходит нагрев СГО до температуры порядка 300°C (в зависимости от типа РН, траектории выведения), после их отделения часть траектории проходит на внеатмосферном участке полета, где тепловые притоки только от Земли и Солнца, при входе в атмосферу температура СГО начинает повышаться, но ее недостаточно для того, чтобы сгореть (газифицироваться) СГО до заданной высоты, например 10 км.

Для доведения температуры СГО до сгорания необходимо дополнительное количество теплоты (1), которую предлагается добавить за счет теплового воздействия ЭМ, при этом скорость приращения теплоты СГО не должна приводить к разлету (взрыву) и, как следствие, недополучению необходимого количества теплоты для газификации. В этой связи ЭМ размещают равномерно непосредственно в сотах конструкции той части СГО, которой необходима дополнительная теплота для сгорания, при этом распределение массы ЭМ по внутренней поверхности СГО обеспечивает максимальную теплопередачу необходимого количества теплоты от ЭМ к элементам конструкции СГО без взрыва, когда теплота не успевает перейти в сжигаемую конструкцию.

Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) многоступенчатой ракеты-носителя (РН), заключающийся в том, что на этапе предполетной подготовки РН выделяют элементы ОЧ, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от ракеты-носителя, производят расчет параметров движения ОЧ РН до момента падения их на землю, отличающийся тем, что рассчитывают количество теплоты, получаемой ОЧ за счет аэродинамического нагрева при движении на атмосферном участке траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться ее сгорание, и необходимое дополнительное количество теплоты для обеспечения полного сгорания ОЧ в атмосфере до достижения заданной высоты полета, определяют необходимое количество энергетического материала для обеспечения рассчитанного повышения температуры ОЧ, размещают его в конструкции ОЧ и после отделения ОЧ от РН в процессе автономного полета ОЧ на участке траектории до момента вхождения в плотные слои атмосферы формируют сигнал на его возгорание по достижении заданной температуры.