Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации
METHOD OF DESTRUCTION OF PARTS OF WASTE SPACECRAFTS AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION

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) (Co<sub>3</sub>O<sub>4</sub>)
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.
th
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 24 International Pyrotechnics Seminar, 27-31 July 1998, California, pp. 231-286).
3
4
3
4
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 CoO (Al - 18±1%, CoO - 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.