СИСТЕМА ТЕПЛОЗАЩИТЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2009 года по МПК B64G1/22 B64G1/58 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, может быть использовано при проектировании и создании космических аппаратов (КА), выводимых ракетой-носителем (РН) в космическое пространство, и предназначено для защиты корпуса КА, его элементов, систем и агрегатов, размещенных в КА, от теплового воздействия окружающей среды.

Известны и широко применяются в ракетостроении устройства теплозащиты топливной емкости с криогенным топливом и ее трубопроводов [1], [2], содержащие экранно-вакуумную тепловую изоляцию (ЭВТИ) [3], установленную на их поверхности для уменьшения потерь из-за испарения криогенного топлива.

Обладая высокими теплоизоляционными свойствами, ЭВТИ представляет собой пакет, состоящий из последовательно расположенных межслойных экранов с минимальной степенью черноты, термически изолированных друг от друга разделительными прокладками. Отражательные экраны ограничивают большую часть притока тепла за счет излучения, а разделительные прокладки уменьшают теплопроводность между соседними экранами.

Эффективность такой изоляции, кроме свойств материалов экранов и прокладок, определяется величиной давления в теплоизоляционном слое, а также технологией ее изготовления и монтажа на элементы (топливные баки, космические аппараты) ракетно-космической системы (РКС). Причем для штатного функционирования ЭВТИ требуется создание глубокого вакуума (до 10^-4 мм рт.ст.), так как при его уменьшении резко возрастает коэффициент теплопроводности [4].

По техническому решению [1] ЭВТИ устанавливают на топливную емкость с криогенным топливом, предназначенную для длительного хранения криогенного топлива и его заправки в баки РН. При этом топливная емкость с ЭВТИ заключена в кожух (тепловую оболочку), установленный с зазором с топливным баком, образующим замкнутую герметичную теплоизоляционную полость между топливной емкостью и кожухом. Для вакуумирования этой полости до заданного остаточного давления предусмотрена соответствующая вакуумная оснастка и контроль давления в полости, что существенно усложняет конструкцию этого устройства, функционально предназначенного для эксплуатации его в наземных условиях.

По техническому решению [2] ЭВТИ устанавливают на топливную магистраль, также заключенную в кожух с образованием теплоизоляционной полости, вакуумированной до заданного остаточного давления, и также предназначенную для эксплуатации магистрали в наземных условиях.

Известны также и широко применяются в ракетостроении устройства теплозащиты КА [5], [6], содержащие ЭВТИ, установленную на поверхности КА, выполненного в виде космического корабля (КК), и предназначенную для тепловой защиты отсеков, систем и агрегатов КА от теплового воздействия аэродинамического потока на активном участке полета РН, а также при функционировании КА в автономном полете в условиях длительного пребывания в космическом пространстве.

КК могут быть выполнены в транспортно-грузовом (КК "Прогресс") [5] либо пилотируемом вариантах (КК "Союз") [6] и состоят из системы взаимосвязанных отсеков каркасной и форменной конструкции.

К недостаткам этих технических решений следует отнести повышенные аэродинамические нагрузки, действующие на ЭВТИ КК, и возможность ее повреждения в процессе вывода КК в космическое пространство. Как показал визуальный осмотр поверхности КК "Союз" в космическом пространстве, ЭВТИ имеет локальные "вздутия" и даже отслоения ее отдельных элементов. Тем самым понижается надежность эксплуатации ЭВТИ и, следовательно, систем и агрегатов, размещаемых в отсеках КК.

В составе РН КК "Союз" и КК "Прогресс" для защиты от воздействия аэродинамического потока устанавливают под сбрасываемым обтекателем космической головной части (КГЧ) РН.

Техническое решение [6] наиболее близко к предлагаемому и принято авторами за прототип.

Задачей изобретения является повышение конструктивной прочности теплозащиты КА при сохранении ее теплофизических характеристик при выводе КА в космическое пространство ракетой-носителем, а также в процессе автономной эксплуатации КА в космическом пространстве.

Задача решается таким образом, что в системе теплозащиты КА, содержащей ЭВТИ, согласно изобретению в ЭВТИ выполнено устройство обеспечения ее прочностных и теплофизических характеристик в виде сквозных дренажных отверстий, равномерно расположенных по поверхности изоляции, сообщающих межслойные объемы изоляции и объем газовой среды под изоляцией между собой и с наружной средой, при этом над дренажными отверстиями установлены отражательные экраны с зазорами относительно изоляции, а суммарные эффективные площади дренажных отверстий и зазоров между отражательными экранами и изоляцией определяются из соотношений:

где:

S, S₁ [см²] - суммарная площадь дренажных отверстий и суммарная площадь зазоров между отражательными экранами и изоляцией соответственно;

µ, µ₁ - коэффициент расхода дренажных отверстий и коэффициент расхода зазоров между отражательными экранами и изоляцией соответственно;

V [м³] - суммарный объем газовой среды в изоляции и под изоляцией;

ΔР [кгс/см²] - максимальный по траектории полета РН перепад давлений газовой среды, действующей на изоляцию;

а, в - зависящие от параметров траектории полета РН коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости относительной эффективной площади дренажных отверстий от максимального по траектории перепада давлений, действующего на изоляцию.

Техническими результатами изобретения являются:

- уменьшение перепадов давлений, действующих на элементы ЭВТИ КА (межслойные экраны, прокладки) и элементы ее крепления к КА, при сохранении теплофизических характеристик ЭВТИ за счет сквозных дренажных отверстий, снабженных отражательными от лучевых тепловых потоков экранами;

- определение суммарных эффективных площадей дренажных отверстий и зазоров между отражательными экранами и ЭВТИ, обеспечивающих перетекание газовой среды из межслойных объемов ЭВТИ и объемов под ЭВТИ в наружную среду.

Сущность изобретения поясняется на примере решения задачи применительно к КА, выполненному в виде КК "Союз", выводимого РН в космическое пространство.

На фиг.1 приведена схема КК, состоящего из системы отсеков каркасной и ферменной конструкции, на поверхности которого установлена ЭВТИ, содержащая устройство обеспечения ее прочностных и теплофизических характеристик.

На фиг.2 показан фрагмент ЭВТИ КК с устройством обеспечения ее прочностных и теплофизических характеристик и основные его элементы. Здесь же иллюстрируется схема перетекания газовой среды из межслойных объемов ЭВТИ и из объема под ЭВТИ в наружную среду (перетекание газовой среды показано стрелками).

На этих фигурах:

1 - каркасный отсек;

2 - ферменный отсек;

3 - экранно-вакуумная тепловая изоляция (ЭВТИ);

4 - оболочка каркасного отсека;

5 - стержни ферменного отсека;

6 - дренажные отверстия;

7 - отражательные экраны;

8 - межслойные экраны;

9 - теплоизоляционные прокладки.

На фиг.3 приведена зависимость максимального по траектории полета РН перепада давлений газовой среды ΔР, действующего на пакет ЭВТИ, от относительной эффективной проходной площади дренажных отверстий µ·S/V.

КК (фиг.1) состоит из системы взаимосвязанных каркасных отсеков 1 и ферменного отсека 2. На его поверхности установлена теплозащита, содержащая ЭВТИ 3. ЭВТИ 3 изготавливают в рулонном виде или отдельными панелями и крепят к оболочке каркасного отсека 4 и стержням ферменного отсека 5. Места стыков ее отдельных элементов герметизируют.

В ЭВТИ 3 выполнено устройство обеспечения прочностных и теплофизических характеристик в виде сквозных дренажных отверстий 6, равномерно расположенных по ее поверхности, которые сообщают межслойные объемы ЭВТИ 3 и объемы газовой среды под ней между собой и с наружной средой, и отражательных экранов 7, установленных над дренажными отверстиями 6 с зазорами относительно ЭВТИ 3 (фиг.2).

Поскольку сквозные дренажные отверстия 6 выполняют равномерно по поверхности ЭВТИ 3, обеспечивают равномерное или близкое к равномерному распределение давления в межслойных объемах ЭВТИ 3 и, следовательно, перепадов давлений, действующих на ее элементы. Тем самым исключают концентрации напряжений в отдельных ее элементах от неравномерных перепадов давлений при наличии скрытого локального неперетекания газовой среды в межслойных объемах ЭВТИ 3, что приводит к улучшению прочностных и сохранению теплофизических характеристик ЭВТИ 3 как на активном участке полета КК в составе РН, так и в его автономном полете в космическом пространстве.

Отражательные экраны 7, установленные над дренажными отверстиями 6 с зазором относительно ЭВТИ 3, исключают тепловой нагрев элементов КК через дренажные отверстия 6 в ЭВТИ 3 от излучения космических объектов.

Суммарную эффективную площадь µ·S дренажных отверстий 6 определяют из соотношения (1), используя зависимость, приведенную на фиг.3, с учетом максимально допустимых (из условия прочности) перепадов давлений ΔР_доп, действующих на ЭВТИ 3 и входящих в это соотношение коэффициентов а, в, зависящих от параметров траектории РН (см. допустимую область "А" определения µ·S). В этом соотношении суммарный объем V газовой среды для каркасного отсека 1 принимают как объем, состоящий из объема газовой среды в ЭВТИ 3 и объема между ЭВТИ 3 и оболочкой каркасного отсека 4, а для ферменного отсека 2 - как объем, состоящий из объема газовой среды в ЭВТИ 3 и объема газовой среды в ферменном отсеке 2.

Суммарную эффективную площадь µ₁·S₁ зазоров между отражательными экранами 7 и ЭВТИ 3 определяют из соотношения (2).

Формула (1) содержит математическое описание зависимости относительной суммарной эффективной площади дренажных отверстий µ·S/V от максимального по траектории полета РН перепада давлений ΔР и получена по результатам анализа течения газовой среды в замкнутом объеме, состоящем из газодинамически взаимосвязанных межслойных объемов ЭВТИ 3 и объема, находящегося под ЭВТИ 3.

В ракетостроении межслойные экраны 8 изготавливают из алюминиевой фольги толщиной в несколько микронов либо алюминизированной полимерной пленки, а теплоизоляционные прокладки 9 - из различных стекловолокнистых материалов (стеклобумага, стеклохолст, стекловуаль и т.д.). Отражательные экраны 7 выполняют из материала с минимальной степенью черноты, например из алюминиевой фольги.

Функционирование ЭВТИ 3 в составе КК осуществляется следующим образом.

Поскольку в отличие от прототипа равномерно по поверхности ЭВТИ 3 выполнены сквозные дренажные отверстия 6, происходит перетекание газовой среды из объема под ЭВТИ 3 и межслойных ее элементов через сквозные дренажные отверстия 6 в наружную среду (фиг.1, 2).

Истечение газовой среды в наружную среду происходит с дозвуковыми скоростями с незапиранием ее в дренажных отверстиях 6, так как суммарная эффективная площадь µ₁·S₁ зазоров между отражательными экранами 7 и ЭВТИ 3 выполнена большей или равной суммарной эффективной площади µ·S дренажных отверстий 6 (µ₁·S₁≥µ·S) в соответствии с соотношением (2).

При полете КК в составе КГЧ на активном участке полета РН в межслойных объемах изоляции устанавливается давление, близкое к давлению под обтекателем КГЧ. При этом газовая среда из межслойных объемов ЭВТИ 3 и из объема под ней перетекает в объем под обтекателем КГЧ и далее через дренажное устройство в обтекателе КГЧ в атмосферу, геометрические характеристики которого задают такими, что давление под обтекателем КГЧ становится близким к атмосферному (статическому окружающей атмосферы).

В автономном полете КК в межслойных объемах ЭВТИ 3 и под ней устанавливается внутреннее давление, близкое к атмосферному. Перепады давлений в составе КГЧ и автономном полете КК, при этом действующие на межслойные экраны 8 и теплоизоляционные прокладки 9 ЭВТИ 3, близки к нулю. Отражательные экраны 7, установленные над сквозными дренажными отверстиями 6, исключают воздействие теплового потока на элементы КК от излучения космических объектов.

Таким образом, повышают конструктивную прочность теплозащиты за счет уменьшения аэродинамических нагрузок, действующих на ЭВТИ, и сохраняют ее теплофизические характеристики, обеспечивая тепловой режим функционирования приборов, систем и агрегатов, размещенных в отсеках КК, что приводит к выполнению поставленной задачи. Тем самым повышают надежность эксплуатации КК.

В настоящее время техническое решение прошло экспериментальную проверку и внедряется на КК "Союз". Требования по дренажу ЭВТИ вводятся в ОСТ и являются составным элементом в технологическом цикле изготовления КА.

Техническое решение может быть использовано для различных типов КА, околоземных, межпланетных, грузовых, пилотируемых и других КА, выводимых РН и другими средствами выведения КА в космическое пространство.

Литература

1. Космодром. Под ред. проф. А.П.Вольского, ВИ МО СССР, М., 1977, с.160-161, рис.5.3, 5.4.

2. Там же, с.164, рис.5.6.

3. Космонавтика: Энциклопедия. / Под ред. В.П.Глушко. М.: Советская энциклопедия, 1985, с.394.

4. Справочник по физико-техническим основам криогеники. / Под ред. проф. М.П.Малкова. М.: Советская энциклопедия, 1973, с.236-237.

5. Космонавтика: Энциклопедия. / Под ред. В.П.Глушко. М.: Советская энциклопедия, 1985, с.304-305.

6. Там же, с.369-370.

Изобретение относится к конструкции теплозащиты космического аппарата, выводимого ракетой-носителем в космическое пространство. Система теплозащиты космического аппарата содержит экранно-вакуумную тепловую изоляцию (ЭВТИ). Для ЭВТИ предусмотрено устройство обеспечения ее прочностных и теплофизических характеристик, выполненное в виде сквозных дренажных отверстий, равномерно расположенных по поверхности изоляции. Над дренажными отверстиями с зазорами относительно ЭВТИ установлены теплоотражательные экраны. Дренажные отверстия сообщают межслойные объемы изоляции и объем газовой среды под ЭВТИ между собой и с наружной средой. Суммарные эффективные площади дренажных отверстий в ЭВТИ и зазоров между нею и экранами определяются с учетом суммарного объема газовой среды в межслойных объемах изоляции и под ней. При этом учтен также максимальный по траектории полета ракеты-носителя перепад давлений газовой среды, действующий на ЭВТИ. Технический результат изобретения состоит в сохранении прочности теплозащиты и ее теплофизических характеристик при выведении космического аппарата ракетой-носителем в космическое пространство, а также повышении надежности эксплуатации бортовых систем и агрегатов аппарата. 3 ил.

Система теплозащиты космического аппарата, содержащая экранно-вакуумную тепловую изоляцию, отличающаяся тем, что в упомянутой изоляции выполнено устройство обеспечения ее прочностных и теплофизических характеристик в виде сквозных дренажных отверстий, равномерно расположенных по поверхности изоляции, сообщающих межслойные объемы изоляции и объем газовой среды под изоляцией между собой и с наружной средой, при этом над дренажными отверстиями установлены отражательные экраны с зазорами относительно изоляции, а суммарные эффективные площади дренажных отверстий и зазоров между отражательными экранами и изоляцией определяются из соотношений
, ,
S, S₁ [см²] - суммарная площадь дренажных отверстий и суммарная площадь зазоров между отражательными экранами и изоляцией соответственно;
µ, µ₁ - коэффициент расхода дренажных отверстий и коэффициент расхода зазоров между отражательными экранами и изоляцией соответственно;
V [м³] - суммарный объем газовой среды в изоляции и под изоляцией;
ΔР [кгс/см²] - максимальный по траектории полета ракеты-носителя перепад давлений газовой среды, действующей на изоляцию;
а, в - зависящие от параметров траектории полета коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий от максимального по траектории перепада давлений, действующего на изоляцию.