СПОСОБ МИНИМИЗАЦИИ ЗОН ОТЧУЖДЕНИЯ ОТДЕЛЯЕМЫХ ЧАСТЕЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
METHOD OF MINIMISING ZONES OF EXCLUSION OF CARRIER ROCKET SEPARATED PARTS

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: отработавшие 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 площади зон отчуждения на территориях и акваториях поверхности Земли для районов падения ОЧ.
Известен «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 основным недостаткам этого способа относится тот факт, что в нем не предусматривается установка дополнительных источников теплоты в элементы конструкции для повышения температуры конструкции до температуры горения, приводящему к сгоранию всех выделенных элементов конструкции.
Прототипом предлагаемого технического решения является "Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя" (патент РФ №2585395 F42B 15/00, B64G 1/62 от 18.12.14 г.) по которому на этапе предполетной подготовки РН выделяют элементы ОЧ, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от РН, производят расчет параметров движения ОЧ РН до момента падения их на Землю, 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 (ЭМ) 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.
К недостаткам этого технического решения следует отнести:
а) ЭМ размещают внутри заполнителя, типа «соты», изготовленных из алюминия, зажигание которого требует значительных затрат, вместо использования ЭМ, который также может нести функции аналогичные алюминиевому сотовому заполнителю, но при этом, при горении сам выделяет значительное количество теплоты;
б) расчет необходимого количества теплоты и, соответственно, массы ЭМ, осуществляется из условия прогрева всей массы ОЧ до температуры горения, вместо того, чтобы рассчитывать массу ЭМ прежде всего из условия обеспечения прочности конструкции с последующим увеличением массы ЭМ в случае недостатка теплоты для прогрева всей массы ОЧ до температуры горения;
в) не определено количество точек зажигания ЭМ в конструкции ОЧ, которые поджигают одновременно;
г) инициирование зажигания ЭМ осуществляют по достижении заданной температуры, а не по достижению заданных параметров движения ОЧ на атмосферном участке траектории спуска, учитывающих длительность интервала времени процесса сжигания ЭМ и конструкции ОЧ, возможность разрушения конструкции ОЧ на крупные фрагменты, что ухудшит условия сжигания.
Техническим результатом предлагаемого технического решения является существенное снижение площадей зон отчуждения ОЧ за счет полного сгорания ОЧ на атмосферном участке траектории спуска.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном способе, заключающимся в том, что на этапе предполетной подготовки РН выделяют элементы ОЧ, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от РН, производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на поверхность зоны отчуждения, 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, определение необходимого количества ЭМ для обеспечения получения заданного количества теплоты, размещении его в конструкции ОЧ дополнительно вводят следующие действия:
а) в качестве материала заполнителя выбирают ЭМ, способный к горению в отсутствии дополнительного окислителя и обладающий соответствующими характеристиками для обеспечения требований условий эксплуатации в составе ОЧ на всех участках функционирования ОЧ;
б) количество и положение точек зажигания ЭМ в конструкции ОЧ определяют из условия сжигания ОЧ на заданном интервале времени;
в) инициирование воспламенения ЭМ осуществляют по достижении заданных параметров движения ОЧ на атмосферном участке траектории спуска, с учетом длительности интервала времени процесса сжигания ЭМ и конструкции ОЧ, до возможного разрушения конструкции ОЧ на крупные фрагменты;
3
4
г) в качестве ЭМ используют, например, смесь акрилонитрил-бутадиен-стирол - 20%, Al - 13.8%, MoO - 37.0%, KClO - 29.2%.
Реализация предлагаемого технического решения
3
4
В качестве возможного материала заполнителя выбирают ЭМ, способный к горению в отсутствии дополнительного окислителя, например, смесь акрило-нитрил-бутадиен-стирол - 20%, Al - 13.8%, MoO - 37.0%, KClO - 29.2%; которая рекомендована в [1] Billy Clark, Zhenhuan Zhang, Gordon Christopher, and Michelle L. Pantoya «3D processing and characterization of acrylonitrile butadiene styrene (ABS) energetic thin films»/ J Mater Sci (2017) 52:993-1004 DOI: 10.1007/s10853-016-0395-5, который одновременно может использоваться и как заполнитель с различным конструктивным исполнением, например, в виде сот, стержневых конструкций, гофр и т.д. Теплота сгорания этого ЭМ составляет q ~ 5500 кДж/кг.
Прочностные характеристики предлагаемого ЭМ позволяют его рассматривать как пример возможного материала для использования в качестве заполнителя.
Основные эксплуатационные свойства материала ЭМ, такие как сохранение характеристик, при выведении на активном участке траектории, в частности, прочность, пожаровзывобезопасность при наземной и летной эксплуатации находятся в допустимых пределах.
Примем для примера массу СГО [ОСТ 92-5156-90 Конструкции трехслойные с обшивками из углепластика и алюминиевым сотовым заполнителем (АСЗ)] ~ 500 кг. По аналогии с массой АСЗ, которая может составлять 40% от массы СГО, примем, что масса предлагаемого ЭМ также находится в интервале 40% от массы СГО.
эм
При сгорании заполнителя из ЭМ массой ~ 200 кг выделится количество теплоты Q(m), определяемое по формуле:
уп
Количество теплоты, необходимое для нагрева оставшейся массы конструкции СГО массой 500 кг - 200 кг = 300 кг, состоящей из углепластика и связующего материала (коэффициент теплоемкости с ~ 1.5 Дж/г/К) с текущей температуры 420 К до температуры горения ~ 1300 K, определяется по формуле:
Таким образом, количество теплоты, выделяемое при сжигании ЭМ (1) достаточно для доведения температуры конструкции СГО до горения (2).
эм
Для повышения скорости сжигания СГО (скорость горения ЭМ в соответствии с [1] составляет до V=10-12 мм/с) предлагается зажигание заполнителя из ЭМ в нескольких выбранных точках в конструкции ОЧ.
После зажигания ЭМ в выбранной точке фронт горения распространяется в виде расширяющейся площади круга с центром в точке зажигания с увеличивающимся радиусом r. Приближенно, количество выбранных точек зажигания конструкции СГО можно определить по формуле:
сго
эм
где: S - площадь поверхности СГО, r=V⋅t - увеличивающийся радиус площади круга.
Для приведенных выше данных количество точек зажигания на поверхности ЭМ в конструкции ОЧ будет не менее
Инициирование зажигания осуществляется традиционными средствами, например, с помощью металлической проволоки, с нанесенным на нее пиротехническим составом, который воспламеняется при нагревании проволоки электрическим током.
В частном случае, возможно, сжечь всю конструкцию ОЧ на внеатмосферном участке траектории, что исключит ее разрушение от аэродинамического напора, однако, для этого потребуется запас окислителя и его подвод к конструкции ОЧ для ее сжигания углепластика и связующего материала по аналогии с подачей окислителя в ракетный двигатель.
В соответствии с предлагаемым техническим решением процесс сжигания ОЧ осуществляется с использованием кислорода воздуха, но при этом до наступления порога разрушения от аэродинамического напора, т.к. это может привести к разрушению конструкции недогоревшей ОЧ на фрагменты, что приводит к снижению вероятности полного сжигания конструкции ОЧ.
Для определения положения начала участка сжигания на атмосферной части траектории спуска ОЧ осуществляют следующие действия:
а) оценивают возможность разрушения ОЧ при движении на атмосферном участке траектории спуска на интервале теплового воздействия ЭМ с различных моментов времени, из условия превышения напряжениями, вызванных аэродинамической силой предела прочности материала, учитывая текущую температуру, воздействующую на конструкцию в текущий момент времени;
б) выбирают начало возможного размещения участка сжигания ОЧ из условия наличия кислорода для горения ОЧ, например, с высоты 50 км начинается интенсивный приток кислорода, из этого следует, что целесообразно проводить зажигание не выше указанной высоты;
в) выбирают конец возможного размещения участка сжигания из условия начала разрушения ОЧ, т.е. когда на конструкцию воздействуют возмущающие силы и моменты, приводящие к потере прочности и устойчивости конструкции;
г) для оценки возможности разрушения ОЧ используют математическую модель термопрочности на основе существующей теории прочности [см., например, В. Fritsche, Н. Klinkrad, A. Kashkovsky, Е. Grinberg. Spacecraft disintegration during uncontrolled atmospheric Re-entry, Acta Astronautica, Vol. 47, No. 2. 2000. pp. 513-522.]
Использование предлагаемого способа, в случае его реализации, позволит в значительной мере сократить затраты, связанные с выделение районов падения ОЧ, поиском и эвакуацией фрагментов ОЧ из районов падения, что, в конечном итоге, снизит стоимость пуска РН.