УСТРОЙСТВО ЗАЩИТЫ ОБИТАЕМЫХ ОБЪЕКТОВ ОТ УДАРНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ ЧАСТИЦ КОСМИЧЕСКОЙ СРЕДЫ Российский патент 2024 года по МПК B64G1/56 

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для защиты космических аппаратов (КА), орбитальных станций и станций на поверхности планет (КС) (обитаемых объектов защиты) от ударного воздействия частиц космической среды, образованных метеорными потоками и космическим мусором.

Известно устройство экранной защиты КА и КС от воздействия высокоскоростных микрочастиц космической среды, содержащее многослойную трансформируемую замкнутую оболочку, состоящую из нескольких защитных слоев, включающих четыре микрометеороидных тканевых экрана и три расположенных между ними мягких разделителя, а также армирующий и герметизирующий слои (Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л.С., Медведев Н.Г., Чернецова А.А., Зарубин B.C., Фельдштейн В.А., Буслов Е.П., Ли А.А., Горбунов Ю.В. Трансформируемые крупногабаритные конструкции для перспективных пилотируемых комплексов. Космическая техника и технологии. №2 (13)/2016. С. 23-33) [1]. Устройство обеспечивает предельную защиту от высокоскоростного ударного импульса алюминиевых частиц космического мусора диаметром до 11,5 мм, массой 2,15 г при скорости встречи 6510, м/с за счет разрушения исходной частицы после удара о поверхность первого экрана, с рассеиванием полной энергии облака фрагментов на средних экранах и задержкой осколков внутри последнего защитного экрана. При этом в процессе испытания системы наблюдалось плавление верхнего тканевого защитного экрана, так как средняя удельная внутренняя энергия сжатого сгустка в точке соударения перед разлетом осколков была выше удельной теплоты плавления защитной ткани.

Далее произошло испарение межэкранного разделителя из-за высокой внутренней удельной энергии фрагментов разрушенной частицы, превышающей удельную теплоту испарения материала разделителя. При последующих разрушениях во втором экране и разделителе наблюдалась аналогичная картина. На третьем предпоследнем экране, за счет предыдущего рассеивания кинетической и внутренней энергии осколков ударника произошло разрушение материала, а не его плавление. И только на последнем четвертом экране зарегистрирован осколочный непробой при наличии разрушения первородной тканевой структуры, в виде отдельных повреждений. Тем самым достигнута поставленная цель противоосколочной защиты - предотвращение повреждения осколками ударника армирующего слоя.

В случаях более высокой ударной нагрузки на защиту и возможного ее пробоя, армирующий слой должен при определенных заданных условиях препятствовать разрушению осколками герметизирующего слоя. Слой герметизации, в случаях появления в армирующем слое микротрещин, обеспечивает устранение возможных утечек воздуха из объема.

Главным преимуществом устройства является то, что распределение его массы, в основе которой находятся полимерные материалы малой плотности, на единицу площади меньше массы защиты в аналогичных устройствах, выстроенных из металлических конструкций.

Недостатком полимеров являются более низкие рабочие температуры, при которых их предел прочности сопоставим с пределом прочности алюминиевых сплавов и других металлов, наиболее часто применяемых в космической технике для изготовления защитных экранов. Связано это с более низкими значениями удельной теплоты плавления полимерных материалов, чем металлов. При превышении предельных верхних значений рабочих температур (~250°С для фторопласта, остальные ниже) они теряют свои прочностные свойства. Кроме этого, устройство защиты выстроено по принципу «единого целого». Его формы нельзя трансформировать в процессе эксплуатации. В случае повреждения, устройство не поддается ремонту путем замены «пострадавших» элементов и требует замены полностью защитных слоев. Также, масса защиты устройства равномерно распределяется по поверхности аппарата, что не всегда целесообразно. Достаточно защищать наиболее уязвимые, открытые, не защищаемые внешней конструкцией поверхности КА и КС.

Поэтому на практике в устройствах защиты от ударного воздействия частиц космической среды и устранения последствий, комбинируют применения металлических и полимерных защитных экранов, включающих внешний противоударный экран и последующие экраны, один из которых является противоосколочным, расположенные параллельно друг другу и скрепленные между собой во внешнем блоке, установленном на наружную поверхность гермооболочки обитаемых космических объектов с заданным зазором (Марков А.В., Коношенко В.П., Беглов Р.И., Соколов В.Г., Горбенко А.В. Основные направления и результаты работ по защите российского сегмента МКС от метеороидов и космического мусора. Космическая техника и технологии №4(23)/2018. С. 16-28) [2].

В состав внешнего блока (панели) защитных экранов входят: алюминиевый лист толщиной 1 мм, гофр из алюминиевого листа толщиной 0,5 мм и высотой в панели G-71 мм, стеклотекстолит толщиной 3,0 мм, шесть слоев ткани типа Kevlar, экранно-вакуумная теплоизоляция толщиной ~40 мм, сотовый алюминиевый противоосколочный экран (панель) толщиной 11,0 мм, установленный с зазором от алюминиевой гермооболочки обитаемого объекта (орбитальной станции) в ~20 мм.

Вышеприведенное техническое решение, принятое за прототип, является компромиссным для выполнения предопределенных функций. Оно позволяет использовать преимущества металлических и полимерных экранов, а также устранить присущие аналогу недостатки. В частности, поврежденные экраны могут заменяться новыми путем выполнения экипажем ремонтных работ на поверхности КА и КС. Тем самым производится устранение последствий ударного воздействия частиц космической среды.

Главным недостатком такого устройства является ограниченная область защиты, определенная скоростью, массой и размером ударника, от воздействия которого оно может обезопасить КА. Противоударная стойкость защиты по принятой в настоящее время методике оценки для КА и КС определяется зависимостью dc=dc(V), где dc - критический диаметр алюминиевого сферического ударника, определяющий области пробивания и сохранения целостности (невредимости) защищаемой стенки, V - скорость удара. Для условий околоземного космического пространства в современных КА и КС защита обеспечивает отсутствие повреждения от воздействия микрочастиц величиной до 1 см при скорости удара V ~7 км/с.

Таким образом, степень защиты рассчитывается, исходя из предела прочности материала экранов и не связана с их нагреванием до плавления при высоких значениях кинетической энергии ударника.

Задачей изобретения является создание устройства, защищающего гермооболочку обитаемых космических объектов от образования в ней сквозных отверстий и обеспечивающего самовосстановление ее герметичности в случае появления в ней трещин.

Технический результат во вновь разработанном устройстве защиты гермооболочки обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды заключается в повышении эффективности его защиты.

Технический результат достигается тем, что в устройстве защиты обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды, включающем внешний противоударный экран и последующие экраны, один из которых является противоосколочным, расположенные параллельно и скрепленные между собой во внешнем блоке, установленном на наружную поверхность гермооболочки обитаемых космических объектов с заданным зазором, внешний противоударный экран выполнен толщиной h_s,

определяемой по выражению

где U_р - расчетная скорость ударного воздействия; U_c1 - заданная скорость заэкранного облака фрагментов частицы космической среды и внешнего противоударного экрана; ρ_p,ρ_s - удельные плотности частицы космической среды и внешнего противоударного экрана; D_p - расчетно-экспериментальное значение диаметра сферы частицы космической среды; D_s - расчетно-экспериментальное значение диаметра образовавшегося отверстия во внешнем противоударном экране, при этом значения расчетной U_p и заданной U_c1 скоростей устанавливают с учетом выполнения условия плавления частицы космической среды и внешнего противоударного экрана в точке ударного воздействия

где e_ν - средняя удельная внутренняя энергия сжатого сгустка из материалов частицы космической среды и внешнего противоударного экрана перед разлетом; λ_m(i,j) - удельная теплота плавления материалов частицы космической среды (i) и внешнего противоударного экрана (j); ^r_m(i,j) - удельная теплота испарения материалов частицы космической среды (i) и внешнего противоударного экрана (j);

- часть кинетической энергии частицы космической среды, затраченная на ее плавление и образование отверстия во внешнем противоударном экране; m_p,m_s- расчетные массы частицы комической среды и расплавленной части внешнего противоударного экрана, следующий - калибровочный экран выполнен в виде решетки с дискретно расположенными в узлах элементами дробления фрагментов заэкранного облака, а противоосколочный экран выполнен в виде сплошного листа из материала, удовлетворяющего требованиям ударной стойкости и размещен за калибровочным экраном, при этом размеры ячеек решетки и значения масс элементов дробления калибровочного экрана определяют с учетом сохранения твердой не разрушенной компоненты противоосколочного экрана, между внешним противоударным и калибровочным экранами размещен теплообменник-испаритель, выполненный в виде слоев твердого, образующего пакет хладагента, температура испарения которого ниже температуры кипения расплавленных материалов противоударного экрана и частиц космической среды, при этом температура плавления решетки калибровочного экрана выше температуры испарения хладагента, а между калибровочным и противоосколочным экранами размещен первый пакет уложенных слоями твердых тепловых аккумуляторов, из материала, температура плавления которого ниже температуры испарения хладагента в теплообменнике-испарителе, за противоосколочным экраном размещен второй пакет уложенных слоями твердых тепловых аккумуляторов из материала температура плавления которых ниже температуры плавления материала первого теплового аккумулятора, каждый из указанных слоев закрыт с торцов пластинчатыми кожухами и состоит из отдельных модулей в виде прямоугольных одноразмерных параллелепипедов, помещенных в перфорированные оболочки, выполненные из материала с коэффициентом теплопроводности выше коэффициентов теплопроводности материалов модулей, за вторым пакетом слоев твердых тепловых аккумуляторов, со стороны, обращенной к внешней поверхности гермооболочки обитаемых космических объектов, размещен перфорированный лист из материала, температура плавления которого выше температуры плавления материала второго теплового аккумулятора, во внешний блок помимо противоударного и противоосколочного экранов, введен калибровочный экран, а также перфорированный лист, при этом указанные экраны и лист скреплены параллельно между собой вместе с пластинчатыми кожухами слоев, стойками, установленными в фиксирующие кронштейны, расположенными на внешней поверхности гермооболочки обитаемых космических объектов, притом в каждой из боковых стоек теплообменника-испарителя установлены малоимпульсные детонирующие пироустройства, а в зазоре, образованном внешним блоком устройства, со стороны перфорированного листа и внешней поверхностью гермооболочки обитаемого объекта, размещена термоизолирующая прокладка, закрывающая перфорированный лист и фиксирующие кронштейны, напротив внешнего блока устройства со стороны внутренней поверхности гермооболочки обитаемого объекта расположен внутренний блок устройства, выполненный в виде ячеек вафельной формы, заполненных модулями прямоугольной формы одноразмерных параллелепипедов из самовосстанавливающегося вязкотекущего полимерного материала, помещенного в опорные оболочки из этого же полимера, наполненного волокнами, закрытых герметично внутренней поверхностью гермооболочки обитаемого объекта и пластиной внутреннего блока, при этом термоизолирующая прокладка выполнена из материала, понижающего температурное воздействие от тепловых потоков внешнего блока до температуры ниже допустимой рабочей температуры самовосстанавливающегося полимерного материала внутреннего блока.

В устройстве защиты обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды предлагается внутренний блок устройства выполнить в виде ячеек вафельной формы, размещенных в несколько рядов и скрепленных между собой герметично.

Описание факторов космической среды, от которых устройство защищает гермооболочку КА и КС.

Все частицы размером более 10 см, находящиеся в космическом пространстве, отслеживаются отечественными и зарубежными средствами контроля с последующей каталогизацией. По результатам контроля космического пространства радиолокационными и оптическими средствами удается спрогнозировать их движение относительно КА и КС для дальнейшего выполнения маневра - отклонения от встречи. Частицы размером от 1 до 5 см не наблюдаемы современными средствами, а от 5 до 10 см наблюдаемы оптическими средствами, с оптикой высокого разрешения при определенной подсветке Солнцем. Радиолокацией наблюдаются лишь следы метеорных тел и космического мусора указанных размеров при входе их в атмосферу Земли.

Скорости встречи метеороидов с КА и КС на низких орбитах вокруг Земли лежат в диапазоне 11,2 км/с…72 км/с, а космического мусора - в диапазоне 4,0…16 км/с.Для низких круговых орбит наиболее вероятная скорость удара частиц космического мусора составляет 8±2 км/с (Миронов В.В., Толкач М.А. Скорость и распределение скорости метеороидов и частиц космического мусора в околоземном космическом пространстве. Космическая техника и технологии. №1 (36)/2022. С. 125-143) [3].

В указанных диапазонах размера и скоростей находятся частицы с массой, переводящей их из разряда высокоскоростных в разряд высокоимпульсных, воздействие которых приводит не к разрушению, а расплавлению или испарению материалов защитных экранов и гермооболочки.

Расчетно-экспериментальными исследованиями установлено, что при высокоимпульсных ударах по защитной поверхности, от высвобождающейся внутренней энергии в месте соударения металл расплавляется и/или испаряется. Происходит не пробой, а прожиг или испарение защитных экранов и гермокорпуса.

Известным американским специалистом в области расчета и создания экранных средств защиты КА и КС от метеороидов и космического мусора В. Шонбергом в виде диаграммы представлены результаты исследований фазового состояния компонент заэкранного облака при пробое алюминиевого экрана алюминиевым шаровым ударником определенной массы, в граммах (Characterizing the Material in a Debris Cloud in a Hypervelocity impact, William P. Schonberg, Proceedings of the First European Conference on Space Debris, Darmstadt, Germany, 5-7 April 1993 (ESA SD-01), p.405-410) [4]. Вид диаграммы из указанного источника информации представлен на фиг.1, где введены обозначения:

MS1 - твердая не разрушенная компонента;

MS2 - твердая разрушенная компонента;

ML - жидкая компонента;

MV - парообразная компонента.

Как видно из диаграммы, при массе алюминиевого фрагмента в m_р ~ 60 г и скорости встречи 7000 м/с, на которую рассчитывается современная экранная защита КА и КС, отмечается наличие жидкой компоненты, т.е. произойдет расплавление ударника и внешнего противоударного алюминиевого экрана представленного в [2], с дальнейшим расплавлением последующих слоев и гермокорпуса. При плотности алюминия ρ_Al ~ 2,7 г/см³, для частицы указанной массы, диаметр ударника сферической формы D_p~ 3,5 см, т.е. размер находится в ненаблюдаемом диапазоне частиц.

Если рассматривать метеорные частицы выбранной массы по структуре близкие к алюминию, то при скорости ~22 км/с (см. фиг. 1), произойдет испарение экрана и сквозная двухсторонняя прошивка гермокорпуса станции (модуля) при существующей толщине от 2 мм до 4 мм или внутренний взрыв, вызванный переходом материалов приборов и оборудования из твердого состояния сразу в газообразное, минуя стадию плавления (произойдет сублимация оборудования), с катастрофическими последствиями для экипажа. При этом в случае угрозы для станции постоянного базирования на планете (например, на Луне), уклонится от столкновения не удастся.

Если высокоимпульсный удар придется по кронштейнам крепления экранов защиты или другим элементам внешней конструкции (см. [2], рис. 8,9), возникнут трещины в гермокорпусе из-за распространения ударной волны (частицы и элемента конструкции корпуса). Это приведет к падению внутреннего давления в станции из-за утечки воздуха, что грозит гибелью экипажа в результате гипоксии. Относительная вероятность катастрофического исхода пробоя или трещин в конструкции Российского сегмента, грозящая гибелью экипажа и/или потерей станции (по техногенному состоянию среды на 2019 г.) составляла 13,34% (Соколов В.Г., Горбенко А.В. Анализ повреждения конструкции российского сегмента МКС, вызванного столкновением с осколком космического мусора. Космическая техника и технологии. №4(27)/2019. С. 65-76) [5]. Признаки и сущность заявленного изобретения далее разъясняют рисунки:

Фиг. 1 - диаграмма результатов расчетно-экспериментального исследования фазового состояния заэкранного облака при пробое алюминиевого экрана алюминиевым ударником;

Фиг. 2 - общий вид устройства;

Фиг. 3 - схема установки устройства на гермооболочке обитаемого космического объекта;

Фиг. 4 - фотография экспериментальных результатов механического разрушения алюминиевого экрана толщиной 0,063" при нулевом угле атаки ударника размером 0,313" и скорости соударения ~1805 м/с;

Фиг. 5 - фотография экспериментальных результатов механического разрушения подстилающего алюминиевого экрана толщиной 0,125" при телесном угле разлета осколков 65° от экрана и разрушенного ударника размером 0,313" при скорости соударения ~1745 м/с;

Фиг. 6 - фотография экспериментальных результатов разрушения алюминиевого экрана толщиной ~10 мм при его плавления в случае массы ударника ~60 г, скорости ~7000 м/с и нулевом угле атаки ударника;

Фиг.7 - расчетная схема противоударной стойкости внешнего экрана при воздействии частицы космической среды;

Фиг. 8 - схема расчета изменения кинетической и внутренней энергии в устройстве в рабочем процессе;

Фиг. 9 - структурная схема построения калибровочного экрана.

Фиг. 10 - отдельная трансформируемая часть устройства;

Фиг. 11 - схема расположения отдельных частей устройства на поверхности защищаемой гермооболочки;

Фиг. 12 - схема консолидации массы защитного устройства.

При этом на фигурах 2, 3 приняты следующие обозначения:

1 - гермооболочка обитаемых космических объектов;

2 - внешний противоударный экран;

3 - калибровочный экран;

4 - противоосколочный экран;

5 - модули слоев твердого, образующего пакет хладагента теплообменника-испарителя;

6 - модули слоев первого пакета твердых тепловых аккумуляторов (ТА1);

7 - модули слоев второго пакета твердых тепловых аккумуляторов (ТА2);

8 - пластинчатые кожухи слоев модулей хладагента теплообменника-испарителя;

9 - пластинчатые кожухи слоев модулей ТА1;

10 - пластинчатые кожухи слоев модулей ТА2;

11 - перфорированный лист;

12 - стойка теплообменника-испарителя;

13 - стойка ТА1;

14 - стойка ТА2;

15 - скрепляющий элемент внешнего блока устройства;

16 - фиксирующий кронштейн;

17 - малоимпульсное детонирующее пироустройство;

18 - термоизолирующая прокладка;

19 - ячейки вафельной формы;

20 - пластина внутреннего блока устройства;

21 - модули самовосстанавливающегося полимера.

Описание условий размещения и конструкции устройства защиты обитаемых объектов от воздействия ударных частиц космической среды.

Защита от пробоя гермооболочки обитаемых космических объектов 1, производится с использованием трех экранов - внешнего противоударного 2, калибровочного 3 и противоосколочного 4. Между внешним противоударным экраном 2 и калибровочным экраном 3 размещен теплообменник-испаритель, выполненный в виде слоев твердого, образующего пакет хладагента, из одноразмерных модулей 5 прямоугольной формы.

А между калибровочным экраном 3 и противоосколочном экраном 4 размещен первый пакет слоев твердых тепловых аккумуляторов, выполненных из одноразмерных модулей 6 прямоугольной формы.

За противоосколочным экраном 4 размещен второй пакет слоев твердых тепловых аккумуляторов, выполненных из одноразмерных модулей 7 прямоугольной формы. Модули 5, 6, 7 помещены в перфорированную оболочку, выполненную из материала с высоким коэффициентом теплопроводности (серебро, медь и др.). В каждом из перечисленных слоев модули 5, 6, 7 располагаются определенным образом в виде «кирпичной кладки», позволяющим обеспечить плотное заполнение объема. При этом каждый слой закрыт с торцов пластинчатыми кожухами - для теплообменника-испарителя 8, для ТА1 9 и ТА2 10 соответственно. За вторым пакетом слоев твердых тепловых аккумуляторов, со стороны обращенной к гермооболочке обитаемых космических объектов, размещен перфорированный лист 11.

Внешний противоударный 2, калибровочный 3 и противоосколочный 4 экраны, а также перфорированный лист 11 закреплены в стойках теплообменника-испарителя 12, ТА1 13 и ТА2 14 соответственно, скреплены элементами 15 между собой и вместе с пластинчатыми кожухами 8, 9 и 10 слоев образуют внешний блок устройства, который заполняется соответствующими по принадлежности теплообменнику-испарителю, ТА1 и ТА2 модулями 5, 6 и 7. В собранном виде блок устанавливается скрепленными стойками в фиксирующие кронштейны 16. При этом в каждой из боковых стоек теплообменника-испарителя установлены малоимпульсные детонирующие пироустройства (МДП) 17 А.В. Туманов, В.В. Зеленцов, Г.А. Щеглов. Основы компоновки бортового оборудования космических аппаратов. Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана. М. 2010. С. 342, стр. 273 [6].

В зазор со стороны внешнего блока устройства, обращенной к поверхности гермооболочки обитаемого объекта 1, размещают термоизолирующую прокладку 18, закрывающую перфорированный лист и фиксирующие кронштейны.

Защита от трещин в гермооболочке обитаемых космических объектов 1 производится внутренним блоком устройства, состоящим из ячеек вафельной формы 19 герметично закрытых внутренней поверхностью гермооболочки обитаемого объекта и пластиной 20 внутреннего блока. При этом внутрь каждой ячейки помещены модули 21, которые представляют собой самовосстанавливающийся полимер, упакованный в оболочку в форме параллелепипеда из того же полимера с добавлением волокон.

В результате внутренний блок устройства выполнен в форме защитного ряда из вафельных ячеек, заполненных модулями самовосстанавливающегося полимера. При этом во внутреннем блоке могут дополнительно размещаться защитные ряды, скрепленные между собой герметично.

Работа устройства защиты обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды. Онтологическая модель поведения.

В случае невозможности уклонится от столкновения, предварительными действиями пространственной ориентации КА и КС обеспечивается встреча частицы космической среды с внешним противоударным экраном. От кинетической энергии высокоимпульсного удара происходит плавление частицы и экрана, с формированием в нем отверстия. Образуется заэкранное облако расплавленных фрагментов материалов, проникающее в теплообменник-газификатор с определенной величиной угла конуса разлета, разрушающее оболочки модулей и испаряющее хладагент. При этом из-за высокой теплопроводности оболочек модулей не нарушается физика процесса передачи тепловой энергии при испарении.

Нормальная к поверхности частицы компонента скорости порождает во внешнем экране ударную волну, перенос импульса в которой происходит всегда со скоростью больше скорости звука (Физика взрыва. Том 1. Под редакцией Л.П. Орленко. М.: Физматлит. 2002. С. 823, стр. 59) [7]. Ударная волна сопровождается перемещением среды в направлении распространения фронта возмущения, т.е. в стойки внешнего блока устройства и подрывает малоимпульсные детонирующие пироустройства, разрывая тем самым механическую связь между внешним противоударным экраном и остальной частью блока. Подрыв и испарение происходят в одном масштабе миллисекундной шкалы времени (практически одновременно). Поэтому за счет давления газов испаряющихся материалов, происходит отделение («отстрел») противоударного экрана от внешнего блока устройства вместе с пластинчатыми кожухами слоев хладагента теплообменника-испарителя. Тем самым производится раскрытие объема между внешним противоударным и калибровочным экранами. Это предохраняет калибровочный экран и оставшуюся часть внешнего блока устройства от воздействия дополнительной силы давления газа в теплообменнике-газификаторе. Воздействие ударной волны, в виде одиночного скачка уплотнения, происходит через стойки и фиксирующие кронштейны на гермокорпус обитаемого космического объекта.

Расплавленная часть фрагментов материала в заэкранном облаке, за счет расходования части своей внутренней энергии на испарение хладагента, переходит из жидкого в твердое состояние. Размягченный материал фрагментов, при температуре равной примерно температуре испарения хладагента, попадает на калибровочный экран. При ударном нагружении калибровочного экрана, за счет разрушения осколков материала, происходит дальнейшее торможение и дробление фрагментов заэкранного облака решеткой экрана (калибровка). Кроме этого увеличивается угол конуса разлета фрагментов в результате разрушения элементов. Калибровочный экран обеспечивает выполнение требований к состоянию фрагментов по сохранению целостности противоосколочного экрана. Для этого производится: уменьшение скорости фрагментов до необходимо допустимого значения; дробление частиц, исключающее наличие отдельных фрагментов большого размера (большой массы); уменьшение импульса и плотности потока, воздействующего на противоосколочный экран. При этом решетка калибровочного экрана подвергается деформации от фрагментов заэкранного облака и происходят разрушения элементов в узлах решетки. Материал решетки выдерживает температурную нагрузку тепловых потоков от теплообменника-испарителя за счет более высокой температуры плавления, чем температура испарения хладагента и температура в зонах разрушения осколков.

Далее понижение температуры в верхнем блоке устройства за калибровочным экраном производится за счет плавления слоев первого пакета твердых тепловых аккумуляторов (ТА1), температура плавления которых ниже температуры испарения хладагента. При этом происходит разрушение перфорированных оболочек модулей, из которых сформированы слои, под воздействием откалиброванных фрагментов заэкранного облака и осколков элементов калибровочного экрана.

Рассеивание внутренней энергии фрагментов, а также понижение температуры калибровочного экрана от температуры испарения хладагента до температуры плавления материала аккумулятора производится за счет расплавления теплоаккумулирующего вещества. Одновременно происходит нагрев противоосколочного экрана до температуры равной температуре плавления материала аккумулятора ТА1. При этом рост внутреннего объема ТА1, за счет расплавленного теплоаккумулирующего вещества, увеличивающегося в объеме из-за температурного объемного расширения и внедрения в него осколков фрагментов частиц заэкранного облака и разрушенных элементов калибровочного экрана компенсируется частичным просачиванием расплавленной массы на поверхность противоосколочного экрана через сетку и/или - через стыки в кожухах модулей ТА1.

Все осколочные фрагменты разрушенных частиц внешнего противоударного экрана и осколков элементов, калибровочного экрана задерживаются на поверхности противоосколочного экрана, сохраняющегося целым с возможным наличием трещин. При этом вся кинетическая энергия разлета перечисленных фрагментов преобразуется во внутреннюю, тепловую энергию противоосколочного экрана. В результате происходит дополнительный разогрев экрана.

Понижение температуры противоосколочного экрана до температуры плавления аккумуляторов ТА2, которая ниже температуры плавления теплоаккумулирующего вещества в ТА1 производится за счет передачи тепла от противоосколочного экрана теплоаккумулирующему веществу и его плавления. Перфорированные оболочки модулей и перфорированный лист не препятствуют вытеканию расплавленной массы и заполнению ею общего объема, в который входит и объем зазора между внешним блоком устройства и внешней поверхностью гермооболочки обитаемого объекта. При этом температура плавления перфорированного листа выше температуры плавления модулей в ТА2, что обеспечивает сохранение его первоначальной формы.

Таким образом, расплавленная масса вещества из ТА2, в результате объемного расширения, вытекает на поверхность термоизолирующей прокладки. На эту же поверхность, за границами проекции периметра внешнего блока на площадь прокладки, со сторон фиксирующих кронштейнов, может дополнительно попадать часть расплавленного материала стоек теплообменника-испарителя и кожухов его верхних слоев (из-за неконтролируемого разлета расплавленных фрагментов «отстреливаемой» части внешнего блока), а также часть материала теплоаккумулирующего вещества ТА1 (из-за просачивания через негерметичные стыки пластинчатых кожухов). Температура указанных дополнительных частей массы заведомо выше температуры плавления теплоаккумулирующего вещества ТА2, так как тепловая схема во внешнем блоке работает на понижение температуры. Поэтому расплавленная масса теплоаккумулирующего вещества ТА2 за счет «поглощения» части тепловой энергии дополнительной массы, неконтролируемо попадающей на термоизолирующую прокладку, обеспечивает сохранение рабочей температуры на ее поверхности.

В свою очередь, температура под термоизолирующей прокладкой на гермооболочке должна быть ниже верхней, предельно допустимой рабочей температуры самовосстанавливающегося полимерного материала модулей внутреннего блока. Выполнение указанного требования необходимо, так как внутренняя поверхность гермооболочки обитаемых космических объектов закрывает сверху ячейки вафельной формы, заполненные модулями указанного полимера. При этом снизу ячейки вафельной формы закрывает пластина внутреннего блока.

При наличии сквозных трещин в гермооболочке обитаемых объектов из-за ее разрушения ударной волной, за короткое время, порядка нескольких секунд, происходит направленный массоперенос полимера в область дефекта и консолидация границ (образование связей) за счет механизма направленного массопереноса в область разрушения из-за перепада давлений. Обеспечивается объемная целостность гермооболочки без постороннего вмешательства за счет повышенной адгезии полимера к другим материалам и когезии (самослипания, самосклеивания) внутри полимера.

Примерный расчет основных параметров устройства с характерным размером экранов 800×800.

В настоящее время существует ряд методик, в которых приводятся расчеты размера отверстия и длины трещины в гермооболочке в зависимости от скорости, угла и размера частицы для различных космических модулей. Из них выделены уравнения (Вильямса - Шонберга An Improved Prediction Model for Spacecraft Damage Following Orbital Debris Impact, J.E. Williamsen, W.P. Schonberg, 53^rd AIAA Structural Dynamics and Materials Conference, 2012, Honolulu, Hawaii) [8], по которым производились расчеты для модулей Международной космической станции (МКС). Для обеспечения приемлемого риска разгерметизации МКС в результате пробоя гермокорпусов модулей и КА требовалось разработать эффективные экранные защитные конструкции [2]. В свою очередь, это потребовало предварительных расчетов гемооболочек на пробой и наличие трещин при защите от микрочастиц размером до 1 см в трех скоростных диапазонах: U_p≤6,5 км/с; среднескоростном 6,5≤U_P≤11 км/с; высокоскоростном U_p>11 км/с.Далее с использованием модели техногенной среды рассчитывалась вероятность отсутствия пробоя (сохранения целостности) модулей (ВНП). На основании указанных расчетов принималось решение об установке на корпуса дополнительной экранной защиты.

Уравнения Вильямса - Шонберга построены на экспериментальных данных. Можно считать, что они созданы путем обработки результатов множества экспериментов. Результаты отдельных экспериментов из серии экспериментов использованы для расчета состояния внешнего противоударного защитного экрана предлагаемого устройства при его соударении с техногенной частицей.

На фиг. 4 показаны результаты пробоя с твердыми разрушенными осколочными компонентами алюминиевого экрана толщиной 0,063" при нулевом угле атаки ударника размером 0,313" и относительной скорости соударения 1805 м/с.В результате удара удалось погасить скорость на ~60 м/с (см. фиг. 5). При этом не произошло полного разрушения ударника, о чем свидетельствуют характер разрушений подстилающего экрана, показанных на фиг. 5, где выделяется отверстие от пробоя не разрушенной частью ударника. В результате эксперимента установлен телесный угол разлета фрагментов разрушения Θ_S ~ 65°. Границей телесного угла является коническая поверхность. По результатам проведения расчетно-экспериментальных исследований в уравнениях Вильямса - Шонберга указанный угол принят за основу расчетного угла падения ударника. Для подстилающего экрана углом падения осколков ударника и разрушенного экрана является проекция угла конуса разлета на перпендикулярную экрану плоскость. Если углы падения превышают 65°, то в расчете полагают указанное значение.

На фиг. 6 представлен результат другого эксперимента высокоимпульсного удара по алюминиевому экрану толщиной ~10 мм с массой ударника m_р~ 60 г и скорости U_p~ 7000 м/с при нулевом угле атаки. В результате произошло расплавление экрана, о чем свидетельствуют оплавленные края отверстия и следы копоти на поверхности.

Результаты экспериментов позволяют провести предварительный расчет противоударного экрана устройства (см. фиг. 2), приняв расчетную схему, представленную на фиг. 7. Из закона сохранения импульса следует

где m_s, D_s - масса разрушенной части экрана и диаметр образовавшегося отверстия.

Общие требования к наружному блоку устройства заключаются в обеспечении защиты от сквозного пробоя и получения допустимой температуры на внешней поверхности гермооболочки, не превышающей значение рабочей температуры самовосстанавливающегося вязкотекущего полимерного материала (<100°С).

Исходя из общих требований, сформировано требование к толщине защиты h_s алюминиевого противоударного экрана (при ρ_s=ρ_р)в обеспечении скорости фрагментов после пробоя U_c ≈1800 м/с, при значении U_p ≈7000 м/с.

Диаметр D_s определен с использованем данных эксперимента, представленных на фотографии фиг. 6 путем масштабирования размера отверстия, по известной отображенной величине стороны квадрата 10 см, D_s ≈5,25 см.

При D_p≈3,5 см из (1) α≈1,5.

Из закона сохранения энергии (при нулевой скорости разлета в момент удара U_e=0, см. фиг. 7) соотношение между интегральными величинами кинетической энергии ударника, а также кинетической и внутренней энергии в точке разлета имеет вид

где e_ν - средняя удельная внутренняя энергия сжатого сгустка металла перед разлетом (точка О, на фиг. 7).

Полученная внутренняя энергия Q_r расходуется на расплавление ударника и экрана

Приращение температуры ΔT в сгустке алюминия в точке О с удельной теплоемкостью C_Al=0,88-10³ Дж/кг-град

Удельная внутренняя энергия Дж/кг. Выполняется неравенство r_Al>e_v>λ_Al, где λ_Al≈0,35-10⁶ Дж/кг - удельная теплота плавления алюминия; r_Al≈9,22-10⁶ Дж/кг - удельная теплота испарения алюминия. Температура кипения алюминия T_Al(K)=2300°С.

Таким образом, кипящая масса (m_s+m_p) алюминия с энергией Q_r

попадает в теплообменник-испаритель, функциональное назначение которого перевести металл из жидкой в твердую фазу путем рассеивания внутренней тепловой энергии.

Схема последующего расчета кинетической и внутренней энергии системы представлена на фиг. 8, где введены обозначения U_C≡U_C1,U_C2,U_C3 - скорости потока массы фрагментов разрушения; O≡О₁,O₂,О₃ - характерные расчетные точки; h_s=h_s1, h_s2, h_s3 - толщины защитных экранов Э₁, Э₂, Э₃; K₁ - гермооболочка обитаемых космических объектов, толщиной h_s4 K₂ - пластина, толщиной h_s5, l₁…l₄ характерные размеры элементов устройства.

Далее выбирается хладагент для теплообменника - испарителя. Требования к хладагенту по функциональному назначению: удельная теплота испарения должна быть ниже удельной теплоты плавления алюминия. Кроме этого вещество должно иметь минимальную плотность, с точки зрения минимизации массы устройства.

Указанным требованиям удовлетворяет, в данном случае, парафин, со следующими теплофизическими характеристиками:

- температура кипения Т_П(K)=370…420°С;

- удельная теплота испарения r_п ≈ 316-10³ Дж/кг;

- температура плавления Т_П(П)=45…65°С;

- плотность ρ_п=0,88…0,915 г/см³.

Для перевода массы алюминия из капельно-жидкого состояния в твердое потребуется испарить массу парафина:

кг или в объемном выражении

При этом температура твердой фазы алюминия будет равна примерно температуре кипения парафина, которая ниже температуры плавления алюминия T_Al(П) ≈ 659°С.

Высота конуса l₁ (см. фиг. 8) объемом V_П с телесным углом Θ_S ~ 65° определяется с учетом допустимой погрешности, через преобразование соответствующих выражений:

где D_Si - диаметр основания конуса на внутренней поверхности экрана Э₂.

Учитывая большие разбросы значений расчетных параметров температур, плотностей используемых материалов и их теплофизических свойств, целесообразно ввести «коэффициент конструктивного запаса теплообменника-испарителя на выполнение функций» реально принятое конструкторское решение с учетом оценки погрешностей расчета. В устройстве, представленном на фиг. 2, 3: дм - помещено 7 слоев прямоугольных параллелепипедов вещества высотой 0,4 дм, при размерах экранов 800×800.

Функциональное назначение второго калибровочного экрана - фрагментация осколков алюминия до определенного размера «безопасного» для экрана Э₃ (например, диаметром не более 4 мм) и гашение скорости потока осколков с U_C1 до U_C2 в точке разлета О₂.

Известно, что особенности конструкции экрана оказывают существенное влияние на соотношение между интегральными величинами кинетической и внутренней энергии в точке разлета при соблюдении закона сохранения энергии (3). Чем больше внутренняя энергия, тем эффективнее работает защита при дроблении частиц поперечным импульсом, приобретенным фрагментами в результате ударного разрушения частицы, приводящим к увеличению телесного угла конуса разлета (Устройство для защиты космических аппаратов и станций от высокоскоростного ударного воздействия частиц космической среды. Кононенко М.М., Малкин А.И., Шумихин Т.А. Патент RU 2299839. Бюл. №15 от 27.05.2007) [9].

В соответствии с требованием по размеру «безопасной частицы» (не пробоя) для экрана Э₃, производится выбор в качестве Э₂ решетчатого экрана из стальной проволоки диаметром 0,5 мм, с размером ячейки 4 мм и компактных массивных элементов из алюминия в виде цилиндров диаметром ~ 6 мм (см. фиг. 9). В рабочем процессе разрушению или расплавлению подлежат все алюминиевые компактные элементы экрана, при сохранении структуры решетки.

При U_C1 ≈ 1800 м/с, задается значение скорости U_C2 ≈ 800 м/с, с которой алюминиевые осколки размером менее 4 мм будут воздействовать на экран Э₃, исходя из требования сохранения целостности противоосколочного экрана.

Примерный расчет параметров экрана Э₂.

Из закона сохранения импульса (1):

Диаметр окружности основания конуса разлета осколков алюминия ударника и части Э₁ на поверхности Э₂:

и площадь круга

Расстояние между центрами узлов с массивными элементами на экране установлено l_e=8 мм, удовлетворяющее функциональным требованиям (см. фиг. 9). Исходя из площади квадрата S_e=64 мм², в указанном круге на экране в решетке размещаются N_ν ~ 1562 узла и расположенные в этих узлах 1562 элемента. Распределение массы алюминия в каждом элементе

Каждый массивный элемент имеет форму алюминиевого цилиндра, диаметром ~ 6 мм, высотой в ~ 2,6 мм, исходя из необходимой массы в узле ~ 0, 2 г.

Таким образом, конструкция калибровочного экрана представляет собой решетку из стальной проволоки диаметром 0,5 мм, с ячейками ~ 4 мм и компактными массивными элементами, изготовленными из алюминия в виде цилиндров диаметром ~ 6 мм, высотой в ~ 2,6 мм. При этом цилиндры прошиты проволокой, проходящей через центр масс вдоль одной из поперечных осей, а их продольные оси перпендикулярны плоскости экрана и проходят через узлы решетки, расположенные на расстоянии в 8 мм.

При высокоскоростном воздействии фрагментов «размягченного» (с меньшими прочностными характеристиками) алюминия с температурой осколков ~ 420°С (температура плавления алюминия 660°С) на поверхность Э₂, происходит внедрение элементов защиты в осколки, что увеличивает дисперсность разрушения и угол разлета фрагментов на Оба фактора обеспечивают уменьшение плотности импульса на защищаемой поверхности экрана Э₃, тем самым повышая противоударную стойкость защиты. При этом полностью исключаются в потоке фрагменты величиной больше калибровочного значения, тем самым исключается наличие крупных пробивных отверстий (см. фиг. 5) от фрагментов большого размера (массы).

Получена в результате разрушения дополнительная внутренняя энергия Q_r

Внутренняя удельная энергия элементов

На пределе выполняется неравенство e_ν2>λ_Al, где λ_Al≈0,322…0,394⋅10⁶

Дж/кг - удельная теплота плавления алюминия. Таким образом, защитные элементы экрана Э₂, общей массой 294 г, будут расплавлены, а осколки массой 235 г «размягчены» и разрушены до размера ≤4 мм.

При столкновении с решетчатой преградой осколков алюминия, происходит внедрение решетки в осколки по механизму кратерообразования. Кроме нормальной, работает тангенциальная составляющая импульса, которая в случае сплошной преграды не работает. Нормальная к поверхности ударника компонента скорости пластины порождает в нем ударную волну, перенос импульса в которой осуществляется со скоростью больше звуковой. Тангенциальная составляющая порождает сдвиговую волну, амплитуда которой ограничена величиной предела текучести в сплошном ударно-сжатом материале, очень малой по сравнению с характерной величиной давления и в гидродинамическом приближении равной нулю. При равной удельной массе защитных экранов величина импульса, переданная решетчатому экрану, в 1,33 раза больше, чем сплошному. Полная энергия облака фрагментов в системе их центра масс определяется только массой разрушенной части экрана и не зависит от деталей его конструкции. Однако особенности конструкции оказывают существенное влияние на соотношение между интегральными величинами кинетической и внутренней энергии, так как они определяют характер разрушения. При увеличении затрат внутренней энергии, за счет разрушения массивных элементов экрана, происходит уменьшение кинетической энергии осколков, т.е. скорости их разлета за экраном.

Приращение температуры ΔT в сгустке алюминиевой массы в точке О₂ с удельной теплоемкостью C_Al=0,88-10³ Дж/кг-град

Температура экрана (с учетом ее предварительного нагрева от испарительного процесса) ~ 470°С, что более чем в три раза меньше температуры плавления железа T_Fe(П) ~ 1530°С.

Функциональное назначение первого теплового аккумулятора высокотемпературного плавления теплоаккумулирующего вещества (ТА1) заключается в уменьшении тепловой нагрузки на противоосколочный экран Э₃, а также понижение температур осколков дробления и фрагментов заэкранного облака. Количество теплоты, получаемой ТА1:

Q_TAlΣ = Q_r2+Q_mp-ms+Q_FeS2+Q_A1S2,

где Q_mp+ms=C_Al(m_p+m_s)T_П(K)≈86,9-10³ Дж;

Дж,

где r_Fe, l_Fe, ρ_Fe - сечения, длина и плотность железной проволоки, M_Fe≈0,5 кг; ρ_Fe=7,88 ⋅ 10³ кг/см³; удельная теплоемкость железа C_Fe=0,457-10³ Дж/кг-град.

Q_Alsl=C_AlM_Als2T_П(K)≈624,2⋅10³ Дж, где M_Als2 ≈1,69 кг - масса алюминиевых элементов экрана Э₂, не разрушенных ударом (Прим.: разрушения происходят только в площади круга Требования к теплоаккумулирующему веществу в ТА1: температура плавления ниже температуры испарения вещества в теплообменнике - испарителе; высокая удельная теплота плавления λ; небольшая плотность ρ. В наибольшей степени этим требованиям удовлетворяют свойства лития (L_i) (B.C. Чиркин. Теплофизические свойства материалов ядерной техники. Атомиздат. Москва, 1968, с. 484) [10]:

Т_Пл(Li)≈ 455 K; Т_Ист(Li)≈ 1623 K; λ_Li≈431⋅10³ Дж/кг; ρ_Li≈460 кг/м³.

Необходимые масса М_Li и объем _VLi для выполнения функции:

Конструктивный размер l₂ (фиг. 8) можно определить из условия, что необходимая масса лития находится в объеме усеченного конуса разлета фрагментов, с диаметром основания

При решении уравнения (6) итерационным методом относительно одного неизвестного можно получить минимально необходимый размер l₂~0,35 дм.

Введение коэффициента конструктивного запаса теплового - аккумулятора ТА1 на выполнение функций» где дм - реально принятое конструкторское решение (два слоя из прямоугольных одноразмерных параллелепипедов вещества высотой по 0,4 дм, см. фиг. 2) с учетом оценки погрешности расчета, связанной с диапазонами возможных значений теплофизических характеристик лития, k_l2 ≈ 2,3.

Тогда диаметр и площадь основания усеченного конуса разлета фрагментов определяются по расчетным зависимостям

Из (7) следует, что изменениями значения можно управлять площадью разлета фрагментов. Тем самым обеспечивается уменьшение плотности импульса на защищаемой поверхности экрана Э₃, что повышает противоударную стойкость защиты.

Увеличение межэкранного объема за счет температурного расширения лития и привнесения в него осколков алюминия, происходит путем объемного вытеснения расплавленной массы лития на поверхность решетки калибровочного экрана.

Функциональное назначение третьего противоосколочного экрана Э₃ обеспечить защиту гермокорпуса К₁ (фиг. 8) от воздействия осколков частицы - ударника, а также разрушенных фрагментов от экранов Э₁ и Э₂, т.е. не допустить пробоя, обеспечив выполнение требования U_C3≈0. При этом допускается наличие в экране Э₃ трещин.

Многочисленные эксперименты на пробой алюминиевыми сферами гермооболочек модулей КС «Мир» и МКС из сплава алюминия толщиной 4 мм позволили определить значения критического диаметра сферы (~1 см) при скорости удара 7 км/с ([2], [5]). Таким образом, выбором для рассматриваемой системы h_S3 ~ 4 мм, с определенным запасом гарантируется сохранение целостности экрана Э₃ при скорости удара 0,8 км/с частицами размером ≤4 мм.

В таком случае кинетическая энергия потока фрагментов перейдет во внутреннюю энергию (разогрев) части экрана на площади выпадения осколков от разрушенных техногенных частиц, фрагментов противоударного и калибровочного экранов:

При этом равновесная температура экрана будет примерно равна температуре плавления теплоаккумулирующего вещества в ТА1, т.е. Т_Пл(Li)≈180°С. Количество теплоты Q_AlS3, полученное экраном Э₃ от ТА1 Q_AlS3=C_AlM_AlS3 T_Пд(Li)≈1093⋅10³Дж

где M_AlS3 - масса алюминиевого экрана Э₃ размером 800×800, M_AlS3 ≈ 6,9 кг.

Для выполнения температурных условий самоорганизации полимера в обеспечении герметичности путем заделывания («заклеивания») им трещин, необходимо понизить температуру на корпусе K₁ до значений, не превышающих 100°С. Для этого предназначена терморегулирующая прокладка с низким коэффициентом теплопроводности, например из полимерного материала-текстолита. При этом температура поверхности должна обеспечивать передачу через прокладку температуры, не превышающей заданное значение.

Функциональное назначение теплового аккумулятора низкотемпературного плавления вещества (ТА2) - обеспечить выполнение указанных температурных условий. При этом температура плавления теплоаккумулирующего вещества ТА2, должна быть ниже температуры плавления теплоаккумулирующего вещества в ТА1. Кроме этого, температура плавления теплоаккумулирующего вещества ТА2 должна быть также ниже температуры плавления материала перфорированной пластины.

Для этой цели, в условиях реальной системы, рассчитываемой под определенные защитные свойства с учетом минимизации плотности вещества для уменьшения массы устройства, наиболее подходит калий (К).

Плотность и основные теплофизические характеристики калия:

ρ_к ≈ 856 кг/м³; Т_Пл(К) ≈ 64°С; λ_K ≈ 60,8⋅10³ Дж/кг; Т_Исп(К) ≈ 760°С.

Необходимые масса М_K и объем V_K для выполнения функции:

Определение минимально потребного геометрического размера l₃ для ТА2:

С учетом «коэффициента конструктивного запаса теплового - аккумулятора ТА2 на выполнение функций» где дм - реально принятое конструкторское решение (четыре слоя из прямоугольных одноразмерных параллелепипедов вещества высотой 0,4 дм, см. фиг.2) с учетом оценки погрешности расчета, связанной с диапазонами возможных значений теплофизических характеристик калия, а также неучтенных в расчете дополнительных тепловых потоков, k_l3≈3.

Кроме рассмотренных тепловых потоков, на ТА2 со стороны торцевой части слоев, закрытых пластинчатыми корпусами, дополнительно (как было указано ранее) могут воздействовать трудно прогнозируемые тепловые потоки от стекающего расплавленного алюминия частично разрушенных стоек и корпусов слоев теплообменника - испарителя. Для тепловой защиты гермокорпуса от указанных потоков, в зазоре между перфорированной пластиной и внешней поверхности гермооболочки обитаемого объекта размещена термоизолирующая прокладка, закрывающая перфорированную пластину и фиксирующие кронштейны. Расплавленная масса теплоаккумулирующего вещества в ТА2 обеспечивает температуру в зазоре между перфорированной пластиной и термоизолирующей прокладкой ~ 64°С за счет заполнения заданного объема через отверстия перфорированной пластины. Кроме этого, часть расплавленной массы теплоаккумулирующего вещества ТА2 покрывает теплоизолирующую прокладку в местах установки кронштейнов, тем самым охлаждая возможные тепловые потоки расплавленного алюминия и теплоаккумулирующего вещества ТА1. Таким образом, обеспечивается выполнение требований по температуре на внешней поверхности гермокорпуса.

Физический процесс в месте удара частицы космической среды о поверхность внешнего противоударного экрана протекает по схеме процесса функционирования взрывного устройства ([7], стр. 17, 59). При этом возбуждение процесса происходит от высокоскоростного удара, с нагружением устройства ударной волной с нестационарным широкополосным воздействием на наружную часть гермооболочки обитаемого объекта защиты через стойки в местах установки фиксирующих кронштейнов. При определении скачка давления в реальной ударной волне необходимо учитывать силы вязкости и теплопроводность материала. Ударная волна не имеет периодического характера и распространяется в виде одиночного скачка давления. Важное значение в теории ударных волн имеет адиабата Гюгонио, устанавливающая связь между параметрами среды до и после прохождения через нее скачка уплотнения. При этом для определения скорости вещества за фронтом ударной волны и скорости фронта ударной волны используются эмпирические константы, полученные экспериментальным путем.

Задачи устойчивости стоек корпусов и прочности оболочек в таких сложных неоднородных устройствах окончательно решаются экспериментальным путем на виброударных стендах взрывного действия (Комаров И.С., Фельдштейн В.А. Методика прогнозирования динамических характеристик и испытательных режимов, реализуемых виброударными стендами взрывного действия. Космическая техника и технологии №1 (36)/2022, С. 46-55) [11]. Виброударные стенды применяются при наземной экспериментальной отработке бортовой аппаратуры КА на нестационарное широкополосное воздействие, возникающее вследствие срабатывания пиротехнических средств разделения. Принцип действия стендов этого типа основан на возбуждении с помощью взрывного источника энергии в системе упруго-инерционных элементов (резонаторе) интенсивного нестационарного широкополосного вибрационного режима, воздействующего на объект испытаний.

Таким образом, конструктивные параметры гермооболочек обитаемых космических объектов в местах размещения кронштейнов устройства окончательно устанавливаются экспериментальным путем. При этом определяются предельные нагрузки, приводящие к трещинам в материале не превышающим определенный размер, которые можно устранить за счет эффекта «залечивания» с использованием слоистых композитных систем.

В таких системах каждый слой выполняет определенную функциональную задачу. Вязкие слои залечивания из супрамолекулярных полимеров отвечают за перемещение полимера в область дефекта и восстановления разрушенных связей, а внешние слои предотвращают вытекание вязкого слоя.

Для внутреннего блока устройства защиты обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды, наиболее подходят слоистые композиты на основе боросилоксановых соединений, состоящих из низкомелекулярных и высокомолекулярных синтетических каучуков с борной кислотой (Ситников Н.Н., Хабибулина И.А., Мащенко В.И., Шеляков А.В., Мостовая К.С., Высотина Е.А. Слоистые самозалечивающиеся композиты с внутренним функциональным слоем на основе боросилоксана. Перспективные материалы 2020 №4 С. 11-23) [12].

Ячейки вафельной формы, заполняются модулями прямоугольной формы одноразмерных параллелепипедов из боросилоксана, ограниченного со всех сторон слоями из боросилоксана с 6% - 8% содержанием полиэфирных волокон.

Максимальная температура применения боросилоксана: 200-250°С.Оптимальная температура от 20°С до 100°С. Важно соблюсти оптимальный температурный диапазон, так как в значительной степени от температуры, а также от давления и продолжительности контакта энергия прилипания возрастает, и ее величина все более и более приближается к энергии связи между молекулами внутри тела в пределах одной фазы, характеризующей прочность тела и его способность противостоять внешнему воздействию (энергия когезии). Испытания свойств слоистого композитного материала толщиной 4 мм подтвердили его способность к ликвидации (устранению, заполнению) дефектов в виде прокола (отверстий) и пореза (трещин), площадью до 5 мм² со временем восстановления после нарушения герметичности до 5 с. Испытания материала проводились в условиях вакуума, при поддержании герметичности в камере с остаточным давлением 7⋅10^-4 атм (Ситников Н.Н., Хабибулина И.А., Ризаханов Р.Н. Композиционный слоистый самозалечивающийся материал (варианты). Патент РФ 2710623) [13].

Экспериментально также показано, что борросилоксановая матрица, наполненная волокнами до эластичного (пластичного, упругого) состояния в составе внутреннего слоя композита эффективно ограничивает вытекание боросилоксана через образовавшиеся дефекты с характерными размерами (диаметром до ~2,5 см), сопоставимыми с толщиной внутреннего слоя (~ 4 см). Однако при этом снижается скорость массопереноса, что обеспечивает самовосстановление за более продолжительное время, до 1 минуты. Создание промежуточных состояний наполненности боросилоксана позволяет получать необходимую текучесть для самовосстановления боросилоксанового слоя.

Главное преимущество предлагаемого устройства защиты обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды от всех существующих на текущий момент аналогов заключается в том, что предложенная схема его построения позволяет защититься от всех видов космического мусора и метеорных тел. Рациональный по функциональной структурной принадлежности выбор трех защитных экранов - противоударного, калибровочного и противоосколочного, а также общей схемы понижения высвобождающейся внутренней энергии в устройстве через теплообменник-испаритель, тепловой аккумулятор с высокой температурой плавления вещества и тепловой аккумулятор с низкой температурой плавления вещества, позволяют выбором материалов и их массы, удовлетворять любым требованиям защиты гермооболочки обитаемых космических объектов от пробоя.

Одним из наиболее сложных случаев защиты обитаемых объектов можно считать защиту выступающей части гермооболочки обитаемой базы-поселения в кратере Луны (Луна - шаг к технологиям освоения солнечной системы. Под научной редакцией академика В.П. Легостаева и член-корреспондента В.А. Лапоты. М. 2011 г. С. 580) [14]. Из-за отсутствия атмосферы метеорные частицы достигают поверхности Луны, которая испещрена их кратерами. Скорости метеорных частиц лежат в диапазоне от 10 до 70 км/с (наиболее вероятные скорости 20-30 км/с). Исходя из содержания состава материковых пород Луны, можно определить примерный состав извлекаемых из них материалов выбираемых для устройства защиты в соответствии с требованиями:

- противоударный экран: жаропрочные и высокопрочные титановые сплавы с алюминием, молибденом, кремнием;

калибровочный экран, решетка дробления: сплавы вольфрама с никелем и железом; сплав вольфрама с кремнием;

- противоосколочный экран: железоникелевые сплавы; алюминиевые сплавы;

- теплообменник-испаритель: кремний (температура кипения 3250°С, теплота испарения 16⋅10⁶ Дж/кг);

- тепловой аккумулятор «высокотемпературного плавления» теплоаккумулирующего вещества: 3ВеО -2 MgO (Т_пл=2153К); А1₂О₃-4ВеО-MgO (Т_пл=2033 K) (Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. М. Наука. 1984. С. 215) [15];

- тепловой аккумулятор «низкотемпературного плавления» теплоаккумулирующего вещества: Mg₂Si (Т_пл=13793 K); MgF₂ (T_пл=1536K), [15].

Учитывая соотношение 0,16 в силе тяжести «Луна:3емля» при монтаже устройства на лунной поверхности, а также возможности использования материковых пород Луны для изготовления устройства, ограничения по расходу массы, существующие для орбитальных станций и КА, можно снять при выполнении основного требования - полной защиты обитаемых лунных объектов от пробоя. Для этого понадобилось бы на Земле использовать массу материалов устройства общим весом в десятки тонн, так как полная энергия фрагментов разрушения в системе центра масс защиты определяется только массой разрушенной части экрана и не зависит от деталей его конструкции. Значительно «легче» можно произвести монтаж такой конструкции на Луне, что позволяет «неограниченно» наращивать массу защитных экранов и других частей устройства. Следовательно, это позволяет произвести защиту гермооболочки обитаемых лунных станций при любых прогнозах метеорной опасности. Нет более важной задачи, чем защита жизни и здоровья экипажа обитаемых космических объектов. С другой стороны, высокая стоимость вывода в космос каждого килограмма массы обуславливает потребность в снижении затрат на защиту космических объектов при выполнении требований безопасности. Указанную дилемму в значительной степени можно разрешить, следуя следующим защитным правилам:

1) определения времени и точного места попадания частицы космической среды в гермооболочку;

2) консолидации массы защитных устройств в определенном месте до соударения.

Схема построения предлагаемого устройства позволяет решить задачу по реализации второй части правил. Для этого, устройство раскладывается в виде отдельных частей (см. фиг. 10) на поверхности защищаемой гермооболочки (см. фиг. 11). При этом оно выполняет свои функции на большей поверхности, но менее эффективно. В случае необходимости, экипаж путем проведения сборочно-монтажных работ на поверхности или с использованием робототехнического комплекса осуществляет консолидацию массы устройства (см. фиг. 12) в необходимом месте.

Разработанное устройство защиты обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды позволяет в полном объеме решить функциональную задачу по заданным требованиям. При этом ограничения в решении задачи не связаны непосредственно со схемой построения устройства, которая носит универсальный характер. Это позволяет разработать серию устройств, которые могут быть сертифицированы на определенный уровень защиты. Конструкция устройства позволяет производить его ремонт и перестройку за счет взаимозаменяемости отдельных частей.

Литература

1. Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л.С., Медведев Н.Г., Чернецова А.А., Зарубин B.C., Фельдштейн В.А., Буслов Е.П., Ли А.А., Горбунов Ю.В. Трансформируемые крупногабаритные конструкции для перспективных пилотируемых комплексов. Космическая техника и технологии. №2 (13)/2016. С. 23-33).

2. Марков А.В., Коношенко В.П., Беглов Р.И., Соколов В.Г., Горбенко А.В. Основные направления и результаты работ по защите российского сегмента МКС от метеороидов и космического мусора. Космическая техника и технологии №4(23)/2018. С. 16-28.

3. Миронов В.В., Толкач М.А. Скорость и распределение скорости метеороидов и частиц космического мусора в околоземном космическом пространстве. Космическая техника и технологии. №1 (36)/2022. С. 125-143.

4. Characterizing the Material in a Debris Cloud in a Hypervelocity impact, William P. Schonberg, Proceedings of the First European Conference on Space Debris, Darmstadt, Germany, 5-7 April 1993 (ESA SD-01), p. 405-410).

5. Соколов В.Г., Горбенко А.В. Анализ повреждения конструкции российского сегмента МКС, вызванного столкновением с осколком космического мусора. Космическая техника и технологии. №4(27)/2019. С. 65- 76).

6. А.В. Туманов, В.В. Зеленцов, Г.А. Щеглов. Основы компоновки бортового оборудования космических аппаратов. Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана. М. 2010. С. 342, стр. 273.

7. Физика взрыва. Том 1. Под редакцией Л.П. Орленко. М.: Физматлит. 2002. С. 823, стр. 59.

8. An Improved Prediction Model for Spacecraft Damage Following Orbital Debris Impact, J.E. Williamsen, W.P. Schonberg, 53^rd AIAA Structural Dynamics and Materials Conference, 2012, Honolulu, Hawaii).

9. Устройство для защиты космических аппаратов и станций от высокоскоростного ударного воздействия частиц космической среды. Кононенко М.М., Малкин А.И., Шумихин Т.А. Патент RU 2299839. Бюл. №15 от 27.05.2007).

10. B.C. Чиркин. Теплофизические свойства материалов ядерной техники. Атомиздат. Москва, 1968, с. 484/

11. Комаров И.С., Фельдштейн В.А. Методика прогнозирования динамических характеристик и испытательных режимов, реализуемых виброударными стендами взрывного действия. Космическая техника и технологии №1 (36)/2022, С. 46-55.

12. Ситников Н.Н., Хабибулина И.А., Мащенко В.И., Шеляков А.В., Мостовая К.С., Высотина Е.А. Слоистые самозалечивающиеся композиты с внутренним функциональным слоем на основе боросилоксана. Перспективные материалы 2020 №4 С. 11-23.

13. Ситников Н.Н., Хабибулина И.А., Ризаханов Р.Н. Композиционный слоистый самозалечивающийся материал (варианты). Патент РФ 2710623.

14. Луна - шаг к технологиям освоения солнечной системы. Под научной редакцией академика В.П. Легостаева и член-корреспондента В.А. Лапоты. М. 2011 г. С. 580.

15. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. М. Наука. 1984. С. 215.

Изобретение относится к устройствам для защиты обитаемых космических объектов от ударного воздействия частиц космической среды. Защитное устройство содержит три экрана - противоударный, калибровочный и противоосколочный. Между противоударным и калибровочным экранами расположен теплообменник-испаритель, а между калибровочным и противоосколочным экранами - первый тепловой аккумулятор с высокой температурой плавления вещества. Теплообменник-испаритель, а также первый и второй тепловые аккумуляторы содержат пакеты уложенных слоями модулей вещества в виде прямоугольных одноразмерных параллелепипедов, помещенных в перфорированные оболочки. Каждый из указанных слоев закрыт с торцов пластинчатыми кожухами. Внешний блок устройства состоит из перфорированного листа и указанных экранов, скрепленных параллельно между собой вместе с пластинчатыми кожухами слоев, стойками, установленными в фиксирующие кронштейны, расположенными на внешней поверхности гермооболочки обитаемых космических объектов. Между противоосколочным экраном и перфорированным листом расположен второй тепловой аккумулятор с низкой температурой плавления вещества. В зазоре, образованном внешним блоком устройства, со стороны перфорированного листа и внешней поверхностью гермооболочки обитаемого объекта, размещена термоизолирующая прокладка. Напротив внешнего блока устройства со стороны внутренней поверхности гермооболочки обитаемого объекта расположен внутренний блок устройства, выполненный в виде ячеек вафельной формы, заполненных модулями прямоугольной формы одноразмерных параллелепипедов из самовосстанавливающегося вязкотекущего полимерного материала. Указанный материал помещен в опорные оболочки из этого же полимера, наполненного волокнами, закрытых герметично внутренней поверхностью гермооболочки обитаемого объекта и пластиной внутреннего блока. Достигается повышение эффективности защиты гермооболочки обитаемых объектов. 1 з.п. ф-лы, 12 ил.

1. Устройство защиты обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды, включающее внешний противоударный экран и последующие экраны, один из которых является противоосколочным, расположенные параллельно и скрепленные между собой во внешнем блоке, установленном на наружную поверхность гермооболочки обитаемых космических объектов с заданным зазором, отличающееся тем, что в нем внешний противоударный экран выполнен толщиной h_s, определяемой по выражению

где и U_р - расчетная скорость ударного воздействия; U_c1 - заданная скорость заэкранного облака фрагментов частицы космической среды и внешнего противоударного экрана; ρ_p, ρ_s - удельные плотности частицы космической среды и внешнего противоударного экрана; D_p - расчетно-экспериментальное значение диаметра сферы частицы космической среды; D_s - расчетно-экспериментальное значение диаметра образовавшегося отверстия во внешнем противоударном экране, при этом значения расчетной U_p и заданной U_c1 скоростей устанавливают с учетом выполнения условия плавления частицы космической среды и внешнего противоударного экрана в точке ударного воздействия

где e_ν - средняя удельная внутренняя энергия сжатого сгустка из материалов частицы космической среды и противоударного экрана перед разлетом; λ_m(i,J) - удельная теплота плавления материалов частицы космической среды (i) и внешнего противоударного экрана (j); r_m(i,j) - удельная теплота испарения материалов частицы космической среды (i) и внешнего противоударного экрана (i);

- часть кинетической энергии частицы космической среды, затраченная на ее расплавление и образование отверстия во внешнем противоударном экране; m_p, m_s - расчетные массы частицы комической среды и расплавленной части внешнего противоударного экрана,

следующий - калибровочный экран выполнен в виде решетки с дискретно расположенными в узлах элементами дробления фрагментов заэкранного облака, а противоосколочный экран выполнен в виде сплошного листа из материала, удовлетворяющего требованиям ударной стойкости и размещен за калибровочным экраном, при этом размеры ячеек решетки и значения масс элементов дробления калибровочного экрана определяют с учетом сохранения твердой не разрушенной компоненты противоосколочного экрана, между внешним противоударным и калибровочным экранами размещен теплообменник-испаритель, выполненный в виде слоев твердого, образующего пакет хладагента, температура испарения которого ниже температуры кипения расплавленных материалов противоударного экрана и частиц космической среды, при этом температура плавления решетки калибровочного экрана выше температуры испарения хладагента, а между калибровочным и противоосколочным экранами размещен первый пакет уложенных слоями твердых тепловых аккумуляторов, из материала, температура плавления которого ниже температуры испарения хладагента в теплообменнике-испарителе, за противоосколочным экраном размещен второй пакет уложенных слоями твердых тепловых аккумуляторов из материала, температура плавления которого ниже температуры плавления материала первого теплового аккумулятора, каждый из указанных слоев закрыт с торцов пластинчатыми кожухами и состоит из отдельных модулей в виде прямоугольных одноразмерных параллелепипедов, помещенных в перфорированные оболочки, выполненные из материала с коэффициентом теплопроводности выше коэффициентов теплопроводности материалов модулей, за вторым пакетом слоев твердых тепловых аккумуляторов, со стороны, обращенной к внешней поверхности гермооболочки обитаемых космических объектов, размещен перфорированный лист из материала, температура плавления которого выше температуры плавления материала второго теплового аккумулятора, во внешний блок, помимо противоударного и противоосколочного экранов, введен калибровочный экран, а также перфорированный лист, при этом указанные экраны и лист скреплены параллельно между собой вместе с пластинчатыми кожухами слоев, стойками, установленными в фиксирующие кронштейны, расположенными на внешней поверхности гермооболочки обитаемых космических объектов, притом в каждой из боковых стоек теплообменника-испарителя установлены малоимпульсные детонирующие пироустройства, а в зазоре, образованном внешним блоком устройства, со стороны перфорированного листа и внешней поверхностью гермооболочки обитаемого объекта, размещена термоизолирующая прокладка, закрывающая перфорированный лист и фиксирующие кронштейны, напротив внешнего блока устройства со стороны внутренней поверхности гермооболочки обитаемого объекта расположен внутренний блок устройства, выполненный в виде ячеек вафельной формы, заполненных модулями прямоугольной формы одноразмерных параллелепипедов из самовосстанавливающегося вязкотекущего полимерного материала, помещенного в опорные оболочки из этого же полимерного материала, наполненного волокнами, закрытых герметично внутренней поверхностью гермооболочки обитаемого объекта и пластиной внутреннего блока, при этом термоизолирующая прокладка выполнена из материала, понижающего температурное воздействие от тепловых потоков внешнего блока до температуры ниже допустимой рабочей температуры самовосстанавливающегося полимерного материала внутреннего блока.

2. Устройство защиты обитаемых объектов от ударного воздействия частиц космической среды по п. 1, отличающееся тем, что внутренний блок устройства выполнен в виде ячеек вафельной формы, размещенных в несколько рядов и скрепленных между собой герметично.