РАСПЛАВЛЯЕМЫЙ ФИКСАТОР

Полезная модель относится к устройствам для фиксации и автоматической расфиксации отделяемых элементов сверхзвуковых летательных аппаратов (ЛА) и может быть использована при проектировании и производстве новых образцов ракетной техники.
В настоящее время для фиксации при сборке и расфиксации в заданный момент времени (при наборе определенной скорости и высоты) отделяемых элементов после старта ЛА применяются различные пиротехнические и механические устройства (замки, стопоры). Срабатывание этих устройств производится подачей в нужный момент времени управляющего сигнала на пиропатроны согласно циклограмме изделия.
Существуют следующие способы расфиксации отделяемых частей ЛА:
1. Устройство для фиксации отделяемых в процессе эксплуатации частей изделия от корпуса [1. Патент 2304236 RU С1, МПК (2006.01) F16B 1/00, B64G 1/64, F16B 2/06, F42B 15/36. Устройство для фиксации отделяемых в процессе эксплуатации частей изделия от корпуса / Геров В.И., Соломонов Ю.С., Котомин А.А., Сухадольский А.П. - 10.08.2007.], имеющее в своем составе пиротехнические устройства, обеспечивающие энергией механическую исполнительную часть.
Недостатком данного устройства, как и во всех пиротехнических системах, является наличие как пиротехнического агрегата, так и электрического оборудования для его инициирования в заданный момент времени. Устройства имеют значительные габариты, массу и большое количество составных элементов, относительно сложных и дорогих в изготовлении. Пиротехнические агрегаты относятся к критичным элементам конструкции, т.е. элементам разового применения, работоспособность которых нельзя проверить при испытаниях без их непосредственного срабатывания.
Известно также следующее устройство:
2. Устройство для отделения ракеты по патенту [2. Патент 2 401 414 RU С1, МПК (2006.01) F42B 15/36. Устройство для отделения ракеты / Ким Д., Ли Д., Хур Я., Бае К. - 10.10.2010.], имеющее в своем составе расплавляемый чувствительный элемент в виде струны, расположенный в зоне воздействия раскаленных газов реактивной струи ракетного двигателя.
Недостатком данного способа разделения является зависимость времени срабатывания от включения реактивного двигателя, которое происходит независимо от скорости полета. Также недостатком является ограничение места расположения отделяемого элемента зоной воздействия реактивной струи или необходимость передачи управляющего усилия или сигнала от зоны действия реактивной струи на место крепления наружного отделяемого элемента, например, обтекателя.
Предлагаемое устройство исключает недостатки аналогов.
Задачей, на решение которой направлена заявляемая полезная модель, является автоматическая расфиксация отделяемого элемента от ЛА при достижении им определенной скорости полета. При этом отделяемый элемент может располагаться в любом месте ЛА, подверженном аэродинамическому нагреву.
Техническим результатом предлагаемой полезной модели является упрощение, удешевление и повышение надежности устройств, предназначенных для фиксации и расфиксации отделяемых элементов летательных аппаратов:
- исключаются пиротехнические устройства, работоспособность которых нельзя проверить при испытаниях без их непосредственного срабатывания;
- исключаются электрические цепи и системы, предназначенные для срабатывания пиротехнических устройств;
- снижается общая масса и габариты фиксатора.
Технический результат обеспечивается тем, что расплавляемый фиксатор отделяемого элемента на ЛА изготовлен из легкоплавкого материала, содержит головку с пластиной для закрепления на ЛА, теплопроводящую гайку для фиксирования отделяемого элемента, при этом расплавляемый фиксатор расположен в зоне аэродинамического нагрева ЛА от набегающего потока окружающего воздуха при полете ЛА.
Механическое расцепление соединенных элементов осуществляется путем расплавления фиксирующего элемента с использованием аэродинамического нагрева в качестве источника тепловой энергии, отделяемый элемент автоматически расфиксируется при достижении ЛА скорости полета, при которой происходит интенсивный аэродинамический нагрев и расплавление фиксатора. Источниками нагрева ЛА в полете являются:
- пограничный слой, который при больших скоростях полета имеет высокую температуру вследствие резкого торможения частиц воздуха, встречающихся с поверхностью ЛА;
- двигательная установка и оборудование, работа которого связана с выделением тепла;
- атмосферная и солнечная радиация.
Одновременно с нагревом происходит рассеивание тепла путем излучения поверхностью ЛА.
Суммарный тепловой поток, поглощаемый ЛА, можно представить в виде [3. Тарасов, Ю.Л. Прочность конструкций самолетов. Часть 1. [Электронный ресурс]: электронное учеб. пособие / Самар. гос. аэрокосм, ун-т им. С.П. Королева (нац. исслед. ун-т). - Электрон, текстовые и граф. данные (9,61 Мбайт). - Самара, 2012. - 1 эл. опт. диск. - С. 36.]
,
ЛА
ДУ
Р
С
где Q, Q, Q, Q, - тепловые потоки соответственно от пограничного 4
слоя, двигательной установки и оборудования, солнечной и атмосферной радиаций и собственного излучения.
При полете за счет резкого сжатия воздуха и трения между обшивкой и воздухом выделяется большое количество тепла, которое частью передается обшивке аппарата, частью рассеивается в атмосфере. Температура обшивки на передних кромках крыла ЛА при скорости полета более 2000 км/час будет равна 423-443 К. Температура обшивки головной части баллистических ракет может достигать 1073-1173 К и более. Тепловая энергия нагретого воздуха в пограничном слое передается поверхности тела. Процесс теплообмена между движущимся газом и неподвижным телом является конвективным с вынужденным движением теплоносителя. Интенсивность теплового потока, приходящаяся от пограничного слоя на единицу площади поверхности, по формуле [3. - С. 37.] равна
,
где α - коэффициент конвективного теплообмена на границе воздух-тело, или
α - коэффициент теплопередачи между газом и поверхностью тела,
об
Т - температура обшивки,
I
T - температура пограничного слоя около обтекаемого тела.
Коэффициент α характеризует количество тепловой энергии, передаваемой единице площади поверхности тела за единицу времени при перепаде температур между телом и воздухом в пограничном слое в I°, зависит от состояния воздуха, возрастает с увеличением числа М и уменьшается с ростом высоты.
Температуру воздуха в пограничном слое обычно называют температурой восстановления и подсчитывают по формуле [3. - С. 37.]:
,
где Т - температура окружающего воздуха,
- соотношение удельных теплоемкостей,
ду
где η - коэффициент восстановления в пограничном слое, показывающий насколько полно энергия движения потока воздуха "восстанавливается" в виде тепловой энергии. Величина этого коэффициента зависит в основном от характера пограничного слоя. Для ламинарного слоя η=0,85, для турбулентного - η=0,9. Таким образом, для ламинарного пограничного слоя величина  равна 0,17, а для турбулентного - 0,18. Тепловой поток Q от двигателя и оборудования увеличивается с ростом мощности этих агрегатов. Зависит этот поток от конструктивных особенностей ЛА, режима работы двигателей и оборудования. Выделение тепла двигателем и оборудованием приводит к повышению температуры в соответствующих отсеках и ЛА в целом. С точки зрения нагрева всего ЛА доля этого потока невелика. Поток Qp, обусловленный солнечной и атмосферной радиациями, зависит от высоты полета, времени года, суток, от поглощательной способности материала обшивки.
Для высот, меньших 40 км, при больших скоростях полета этот поток мал по сравнению с другими и его можно не учитывать. Поток Qu излучаемый аппаратом за счет его собственной радиации [3. - С. 38.]:
.
Всякое нагретое тело излучает во внешнее пространство определенное количество энергии в виде электромагнитных волн, в основном в инфракрасной части спектра. При этом количество излучаемой энергии пропорционально четвертой степени абсолютной температуры поверхности.
-12
Различные материалы имеют разную излучательную способность, определяемую через так называемый "коэффициент черноты поверхности". В выражении (4) ε - коэффициент излучения, зависящий от материала и обработки поверхности (его величина ε<1), σ - постоянная излучения абсолютного черного тела (постоянная Стефана-Больцмана, равная σ=13,5⋅10).
Пренебрегая потоками Qду и Qp, суммарный тепловой поток, определяющий изменение температуры ЛА может быть принят равным [3. - С. 39.]:
.
Имеется зависимость температуры обшивки ЛА от высоты и скорости полета. Наибольшая температура получается при установившемся теплообмене, когда прогрев ЛА завершен. В этом случае, приравнивая выражение для Qc к нулю, получим уравнение, позволяющее определить температуру обшивки при установившемся теплообмене [3. - С. 39.]:
.
I
I
I
Входящие в это уравнение величины α, ε и T из-за переменности местных скоростей и давления различны в разных точках ЛА. Решая это уравнение для ряда точек, можно приближенно узнать распределение температур при установившемся теплообмене по поверхности ЛА. Такое решение является приближенным вследствие того, что уравнение составлено для изолированного элемента поверхности, не имеющего теплообмена с другими элементами. Однако, если α и T не резко меняются от участка к участку, этот теплообмен невелик, и им, как показывают более точные расчеты, можно пренебречь. Уравнение можно использовать для определения средней температуры ЛА. Для этого нужно знать соответственно средние значения величин ε, α и T. Ha Рис. 1 дана графическая зависимость средней температуры обшивки в °С от высоты полета Н и числа М, определенной из формулы (6) при коэффициенте излучения ε=1, нанесены прямые предельно допустимых температур из условия прочности дюралюминиевых сплавов, титановых сплавов и нержавеющей стали. Эти прямые дают возможность судить, до каких скоростей полета на различных высотах применимы указанные материалы.
Рассмотрен установившийся теплообмен, имеющий место по истечении некоторого времени установившегося полета. При этом получается сравнительно равномерное распределение температур по отдельным частям ЛА. Максимальная же температура наблюдается на передних кромках крыла, оперения и в носовой части ЛА, особенно сильно нагреваются участки поверхности, подверженные турбулентному обтеканию.
I
Значение скорости, при которой произойдет нагрев до температуры расплавления фиксатора, изготовленного из легкоплавкого материала, в каждом конкретном случае нужно рассчитывать, зная величины α, ε и T (6), но приближенно скорость можно определить, зная температуру восстановления набегающего потока. Как показывает практика, расхождение значений невелико, например, для ЛА, выполняющего полет на высоте 12000 м со скоростью 715 м/с (М=2,42 для данной высоты), температура полного восстановления, рассчитанная по формуле (3), составляет 473 К, практически же температура в точке, расположенной в 40 мм от передней кромки осевого воздухозаборника составляет 444 К, т.е. разница достигает приблизительно 6%.
пл
Так, уже при полете на высоте более 11000 м, т.е. при температуре окружающего воздуха 216 К [4. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры], значение температуры восстановления, соответствующей температуре плавления сплава Вуда (t=341,5 К), будет достигнуто при числе М=1,8. [5. Сплав ВУДА: ТУ6-09-4064-87].
пл
Так как нагрев происходит в течение некоторого времени, синхронно с разгоном ЛА, время расплавления фиксирующих элементов, а, следовательно, и время отделения сбрасываемых элементов, можно задавать, изменяя материал расплавляемого фиксатора. Например, для расплавления фиксатора из материала ПОС-61 (t=456 К), необходимо достичь числа М=2,48 [6. ГОСТ 21931-76. Припои оловянно-свинцовые в изделиях. Технические условия.]. При полете со сверхзвуковой скоростью происходит торможение потока и интенсивный аэродинамический нагрев выступающей теплопроводящей гайки. Происходит разогрев фиксатора и его расплавление, в результате чего отделяемый элемент расфиксируется вместе с гайкой. При работе системы автоматизм срабатывания задается известной температурой плавления расплавляемого фиксатора.
Устройство, представленное на фиг. 1, содержит фиксатор 1, расположенный в зоне аэродинамического нагрева ЛА. Головка фиксатора закреплена на ЛА при помощи пластины 2 и заклепок 3. Отделяемый элемент 4 фиксируется на ЛА 5 гайкой 6. Расплавляемый фиксатор изготовлен из легкоплавкого материала, например из сплава Вуда [5. Сплав ВУДА: ТУ6-09-4064-87.].
Устройство может быть выполнено с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленная полезная модель соответствует критерию «промышленная применимость».
Источники, принятые во внимание
1. Патент 2304236 RU С1, МПК (2006.01) F16B 1/00, B64G 1/64, F16B 2/06, F42B 15/36. Устройство для фиксации отделяемых в процессе эксплуатации частей изделия от корпуса / Геров В.И., Соломонов Ю.С., Котомин А.А., Сухадольский А.П. - 10.08.2007.
2. Патент 2401414 RU С1, МПК (2006.01) F42B 15/36. Устройство для отделения ракеты / Ким Д., Ли Д., Хур Я., Бае К. - 10.10.2010.
3. Тарасов, Ю.Л. Прочность конструкций самолетов. Часть 1. [Электронный ресурс]: электронное учеб. пособие / Самар. гос. аэрокосм, ун-т им. С.П. Королева (нац. исслед. ун-т). - Электрон, текстовые и граф. данные (9,61 Мбайт). - Самара, 2012. - 1 эл. опт. диск.
4. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры.
5. Сплав ВУДА: ТУ6-09-4064-87.
6. ГОСТ 21931-76. Припои оловянно-свинцовые в изделиях. Технические условия.
7. ГОСТ 5212-74. Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/час.
8. Краснов, Н.Ф. Аэродинамика: В 2 ч. Ч. II: Методы аэродинамического расчета: Учебник для втузов. - 2-е изд, перераб. и доп. - М.: Высш. школа, 1976. - 368 с.
9. Основы прикладной аэрогазодинамики: В 2 кн. Кн. 2: Обтекание тел вязкой жидкостью. Рулевые устройства: Учеб. пособие для втузов / Н.Ф. Краснов и др. - М.: Высш. школа, 1991. - 358 с.
10. Ярошевский, В.А. Вход в атмосферу космических летательных аппаратов. - М.: Наука. Гл. ред. физ. - мат. лит., 1988. - 336 с. - (Механика космического полета).
11. Аэродинамика в вопросах и задачах: Учеб. пособие для втузов / Н.Ф. Краснов и др. - М.: Высш. Школа, 1985. - 759 с.