РАСПЛАВЛЯЕМЫЙ ПРЕДОХРАНИТЕЛЬ

Полезная модель относится к устройствам для предохранения от преждевременного срабатывания бортовых систем летательного аппарата (ЛА) или артиллерийского боеприпаса и автоматического снятия степени предохранения на этапе полета для сверхзвуковых ЛА и может быть использована при проектировании и производстве новых образцов техники.
В настоящее время для предохранения от преждевременного срабатывания и приведения к срабатыванию различных устройств в заданный момент времени применяются пиротехнические и механические устройства - предохранители. Срабатывание этих устройств производится подачей в нужный момент времени управляющего сигнала на пиропатроны согласно циклограмме изделия.
Существуют следующие способы предохранения от преждевременного срабатывания:
6
Устройство по патенту [1. Патент RU 2457430, МПК F42C 15/40. Устройство предохранения и коммутации взрывателя / Кузьмичев В.Н., Колесников С.В., Бусалова Л.Ю. и др. (18.03.2011). Опубл. 27.07.2012. Бюл. №21.] содержит электрическую цепь задействования электродетонатора, включающую контакт электрического соединителя для связи с прибором управления, контакт включения электродетонатора и соединитель цепи задействования, заслонку, интегрирующее устройство, электромеханический стопор, включающий электропривод и устройство преобразования вращательного движения вала электропривода в поступательное перемещение соединителя цепи задействования. Его недостатком является необходимость электронной системы, задающей определенный момент времени, и наличие сложных исполнительных механизмов для приведения в действие.
6
Устройство по патенту [2. RU 2333458, МПК F42C 15/36. Предохранительно- исполнительный механизм управляемых боеприпасов / Шевченко A.M., Сердюкова В.Н., Сызранцев В.Ф. (14.11.2006). Опубл. 10.11.2008. Бюл. №31.] содержит электродетонатор для подрыва боевой части и пиротехнически управляемый перекидной электроконтакт, задействованный в системе боевого взведения и в системе самоликвидации. Недостатком его является наличие пиротехнически управляемого устройства, усложняющего конструкцию и снижающего ее надежность.
6
Устройство по патенту [3. Патент RU 2169345, МПК F42C 15/21, F42B 7/10, F42C 1/04. Устройство безопасности боеприпаса с инерционным взрывателем / Семенов А.Г., Яугонен В.И. (27.07.1999). Опубл. 20.06.2001.] относится к ступени безопасности сверхмалых кумулятивных и других боеприпасов. Устройство безопасности содержит инерционную массу с цилиндрической образующей и пружинный фиксатор.
Недостатком его является наличие подвижных элементов - инерционной массы, увеличивающей размеры и усложняющей изготовление устройства.
6
В качестве прототипа принято устройство по патенту [4. RU 2481551, МПК F42C 15/00, Н01Н 17/16. Компактное предохранительное устройство однократного срабатывания / Юрконенко А.Н., Тавитова Г.К. (20.12.2011). Опубл. 10.05.2013.].
Изобретение относится к области ЛА, а именно к предохранительным устройствам бортовых систем ЛА, в частности беспилотных ЛА, запускаемых с авиационных носителей. Компактное предохранительное устройство однократного срабатывания содержит корпус, по крайней мере два микропереключателя, шток, чеку, средство удаления чеки, шариковые фиксаторы, подпружиненное коромысло.
Устройство срабатывает после натяжения гибкой связи и выдергивания чеки, после чего под действием пружин шток перемещается в отверстии и освобождает приводные элементы микропереключателей. Цепи изделия коммутируются.
Недостатки данного устройства:
- усложнение конструкции наличием гибкой связи с носителем;
- коммутация цепи изделия происходит сразу после отстыковки от носителя, что ограничивает применение данного устройства летательными аппаратами, запускаемыми с авиационного носителя, т.к. при наземном пуске степень предохранения снимется в опасной близости от носителя, что создает угрозу безопасности носителя при нештатной ситуации.
Все описанные устройства имеют значительные габариты, массу и большое количество составных элементов, относительно сложных и дорогих в изготовлении.
Предлагаемое устройство исключает недостатки прототипа и аналогов.
Задачей, на решение которой направлена заявляемая полезная модель, является автоматическое снятие степени предохранения бортовых систем ЛА при достижении определенной скорости полета.
В предлагаемой полезной модели снятие степени предохранения в расплавляемом предохранителе бортовых систем беспилотного ЛА, расположенном в зоне аэродинамического нагрева, производится автоматически при достижении скорости полета, при которой происходит интенсивный аэродинамический нагрев и расплавление гайки предохранителя.
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 [5. 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
З
С
где Q, Q, Q, Q- тепловые потоки соответственно от пограничного 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 [5. - 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 [5. - С. 37.]:
,
где Т - температура окружающего воздуха,
- соотношение удельных теплоемкостей,
ду
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 Qот 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 Qи, излучаемый аппаратом за счет его собственной радиации [5. - 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 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 [5. - С. 39.]:
.
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 [5. - 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 Т. На Фиг. 2 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.
Рассмотрим 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 гайки предохранителя, 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 [6. 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. [7. Сплав ВУДА: ТУ6-09-4064-87.].
Так как нагрев происходит в течение некоторого времени, синхронно с разгоном ЛА, время снятия степени предохранения можно задавать, изменяя  8
пл
материал расплавляемой гайки. Так, для расплавления гайки из материала ПОС-61 (t=456K), необходимо достичь числа М=2,48 [8. ГОСТ 21931-76. Припои оловянно-свинцовые в изделиях. Технические условия.].
В предлагаемом расплавляемом предохранителе бортовых систем беспилотного ЛА ограничитель перемещения штока расположен в зоне аэродинамического нагрева и выполнен в виде гайки из легкоплавкого материала, например, из сплава Вуда [7. Сплав ВУДА: ТУ6-09-4064-87.], расплавляемого в результате аэродинамического нагрева от набегающего потока окружающего воздуха при полете. Шток выполнен с возможностью нажатия на кнопку микропереключателя и замыкания его контактов. При полете со сверхзвуковой скоростью происходит торможение потока и интенсивный аэродинамический нагрев выступающей расплавляемой гайки, разогрев гайки предохранителя и ее расплавление, в результате чего происходит перемещение штока предохранителя и замыкание контактов микровыключателя. При работе системы автоматизм срабатывания задается известной температурой плавления расплавляемой гайки.
Полезная модель поясняется чертежами. Устройство, представленное на Фиг. 1, включает расплавляемую гайку 1, удерживающую от перемещения под воздействием пружины 6 шток 3. При перемещении шток 3 производит нажатие на кнопку микропереключателя 4. Все элементы собраны в корпусе 2.
Технический результат обеспечивается тем, что предохранитель, установленный на ЛА, содержит подпружиненный шток, удерживаемый от нажатия на кнопку микропереключателя расплавляемой гайкой,
изготовленной из легкоплавкого материала, и расположен в зоне аэродинамического нагрева ЛА от набегающего потока окружающего воздуха при полете ЛА.
Техническим результатом является упрощение и удешевление устройств, обеспечивающих снятие степени предохранения от преждевременного срабатывания систем ЛА:
9
- исключаются пиротехнические и инерционные устройства;
- снижается общая масса изделия, на котором предполагается применить предлагаемое устройство.
Устройство может быть выполнено с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное устройство соответствует критерию «промышленная применимость».
Источники, принятые во внимание
6
1. Патент RU 2457430, МПК F42C 15/40. Устройство предохранения и коммутации взрывателя / Кузьмичев В.Н., Колесников С,В., Бусалова Л.Ю. и др. (18.03.2011). Опубл. 27.07.2012. Бюл. №21.
6
2. Патент RU 2333458, МПК F42C 15/36. Предохранительно-исполнительный механизм управляемых боеприпасов / Шевченко A.M., Сердюкова В.Н., Сызранцев В.Ф.(14.11.2006). Опубл. 10.11.2008. Бюл. №31.
6
3. Патент RU 2169345, МПК F42C 15/21, F42B 7/10, F42C 1/04. Устройство безопасности боеприпаса с инерционным взрывателем / Семенов А.Г., Яугонен В.И. (27.07.1999). Опубл. 20.06.2001.
4. Патент RU 2481551, МПК6. F42C 15/00, НОШ 17/16. Компактное предохранительное устройство однократного срабатывания / Юрконенко А.Н., Тавитова Г.К. (20.12.2011). Опубл. 10.05.2013.
5. Тарасов, Ю.Л. Прочность конструкций самолетов. Часть 1. [Электронный ресурс]: электронное учеб. пособие / Самар. гос.аэрокосм, ун-т им. СП. Королева (нац. исслед. ун-т). - Электрон, текстовые и граф. данные (9,61 Мбайт). - Самара, 2012. - 1 эл. опт.диск.
6. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры.
7. Сплав ВУДА: ТУ6-09-4064-87.
8. ГОСТ 21931-76. Припои оловянно-свинцовые в изделиях.
Технические условия.
11. 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.
12. Ярошевский, В.А. Вход в атмосферу космических летательных аппаратов. - М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1988. - 336 с. - (Механика космического полета).
13. Аэродинамика в вопросах и задачах: Учеб. пособие для втузов / Н.Ф. Краснов и др. - М.: Высш. Школа, 1985. - 759 с.
6
14. Патент RU, 2439483, МПК F42C 15/34. Предохранительно-воспламенительный механизм взрывателя / Буров B.C., Некрасов В.В., Киселев В.А. (14 04.2010). Опубл. 10.01.2012.
6
15. Патент RU, 2413176, МПК F42C 15/24. Предохранительно-взводящий механизм взрывателя / Поляков Ю.М., Шаврин А.Г., Удовиченко В.Н., Шанина Л.В. (06.10.2009). Опубл. 27.02.2011.
6
16. Патент RU, 2380653 МПК F42C 15/00. Предохранительно-исполнительный механизм для боевых частей ракетных боеприпасов / Шевченко A.M., Сердюкова В.Н., Сызранцев В.Ф. (20.09.2007). Опубл. 7.01.2010.