Способ минимизации зоны отчуждения отделяющейся части ступени ракеты-носителя и устройство для реализации Российский патент 2024 года по МПК B64G1/62 B64G1/64 

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть реализована при разработке отделяющихся конструкций типа хвостовых и переходных отсеков (ХО) от ракеты-носителя (РН) для их пиролиза на безатмосферном пассивном участке траектории спуска после отделения от РН с целью снижения прочности и последующей диспергации при входе в плотные слои атмосферы.

Известно техническое решение по патенту РФ № 2585395 МПК F42B 15/00, B64G 1/62 «Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя». Сущность данного технического решения заключается в сжигании отделяющейся части (ОЧ) за счет подведения дополнительного количества теплоты от размещенного в конструкции ОЧ энергетического материала. К основным недостаткам данного способа относятся сложности в обеспечении требований по пожаровзрывобезопасности при изготовлении, транспортировке и сборке РН; полного сжигания ОЧ.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ по патенту РФ № 2700150 МПК F42B 15/00, B64G 1/64 «Способ минимизации зон отчуждения для отделяющейся части ступени РН и устройство для его реализации», в котором на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения отделяющейся части (ОЧ) до момента падения на Землю и по результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ дополнительным тепловым нагружением, отличающийся тем, что при выполнении ОЧ из полимерного композиционного материала (ПКМ) на конструкцию ОЧ устанавливают систему сжигания, состоящую из нескольких модулей, обеспечивающих тепловое нагружение выделенных масс конструкции ОЧ путем подачи теплоты, находящихся в продуктах сгорания смеси газов кислорода и пропана, количество теплоты, выделяемой каждым модулем, определяют из условия нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения, а соотношение массовых секундных расходов кислорода и пропана в конкретном модуле системы сжигания, направление движения струй продуктов сгорания определяют из условия обеспечения работоспособности конструкции модуля на интервале времени нагрева, минимума запасов кислорода и пропана, количество модулей и, соответственно, точек теплового нагружения конструкции ОЧ для обеспечения нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения выбирают из условия сгорания конструкции ОЧ на заданном интервале времени.

К основным недостаткам этого способа при использовании в предлагаемом техническом решении является то, что цель способа достигается за счёт:

– полного сжигания ОЧ, в конкретном случае под ОЧ подразумевается хвостовой отсек (ХО);

– не рассматривается фактор резкого нарастания аэродинамического воздействия на конструкцию ХО при входе в плотные слои атмосферы;

– не рассматривается диспергирование конструкции ХО до состояния мелкодисперсных частиц при аэродинамическом ударе;

– не определен состав ПКМ, снижающий за время пиролиза свои физико-механические характеристики до уровня диспергирования при аэродинамическом ударе при входе в плотные слои атмосферы.

Указанные недостатки устраняются за счёт введения в известный способ минимизации зон отчуждения для ХО, изготовленного из ПКМ, основанный на тепловом нагружении ХО, заключающийся в том, что на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ХО до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для теплового воздействия на ХО, следующих действий:

– количество теплоты и мощность теплового потока определяют из условия обеспечения заданной длительности процесса пиролиза, в том числе нагрева и испарения связующей матрицы ПКМ;

– выбор состава армирующих волокон, снижение физико-механических характеристик ПКМ за время полёта и пиролиза на внеатмосферном участке траектории осуществляют из условия диспергирования ОЧ до мелкодисперсных частиц при входе в плотные слои атмосферы.

Пояснения действий способа

На фиг. 1 приведена схема действий предлагаемого способа. В качестве примера рассмотрена схема полёта разделившейся на три части конструкции ХО третьей ступени РН типа «Союз-2»: отделение от ступени РН 1 элементов ХО 2; 3 – точка П1 на траектории полёта элементов ХО, на которой происходит задействование системы нагрева ПКМ; 4 – траектория полёта разделившихся частей ХО; 5 – точка П2 (в интервале высот 20 – 40 км) на траектории полёта разделившихся элементов ХО, соответствующая максимальному аэродинамическому нагружению на траектории полёта, приводящему к диспергации (разрушению на мелкие частицы) конструкций элементов ХО 2; 6 – догорающие частицы диспергированных элементов ХО при движении в плотных слоях атмосферы; 7 – поверхность Земли; 8 – исходный район падения элементов ХО без учёта применения способа.

На фиг. 2 приведена: 9 – конструкция одного из трёх разделившихся элементов ХО, изготовленные из предлагаемого ПКМ с системой нагрева 10; 11 – программно-временное устройство для инициализации системы нагрева; 12 – источник питания для инициализации системы нагрева; 13 – энергетический материал системы нагрева.

Основные идеи предлагаемого способа заключаются во введении двух новых факторов:

– взамен сжигания всей массы ПКМ предлагается термическое разложение связующей матрицы в условиях безатмосферного полёта (пиролиз);

– в процессе пиролиза конструкции ХО из ПКМ происходит значительное ослабление физико-механических характеристик ПКМ и при входе в плотные слои атмосферы под воздействием нарастающего скоростного напора происходит диспергация до мелкодисперсной фракции.

Пояснение к введённым действиям способа

1. Количество теплоты и мощность теплового потока определяют из условия обеспечения заданной длительности процесса пиролиза, в том числе нагрева и испарения связующей матрицы ПКМ

Связующая матрица ПКМ может быть различного состава, например, эпоксидная, фенольная, бис-фенольная и др., которые обладают высокой термической стабильностью и могут разлагаться при относительно высоких температурах (300-500°С) [кн. 1 Mallick P. K. Fiber-reinforced composites: materials, manufacturing, and design. – CRC press, 2007. P. 615].

Количество теплоты Q1 (кДж), необходимой для нагрева до температуры испарения и последующего испарения связующей матрицы ПКМ конструкции ХО, массой m определяют по формуле:

Q1 = m·(c·ΔT1 +L), (1)

где: m, c – масса (кг) нагреваемого ПКМ, теплоёмкость (кДж/К);

ΔT1 = Т2 – Т1 (К), Т2 – температура испарения материала связующей матрицы, (К), Т1 – начальная температура ПКМ в момент инициирования нагрева, (К); L – удельная теплота парообразования связующей матрицы, (Дж/кг).

Мощность теплового потока Q2 (Вт) для воздействия на конструкцию ХО определяют по формуле:

Q2=λ/δ·F·ΔT2, (2)

где: λ, δ, F, ΔT2 – коэффициент теплопроводности (Вт/мК), толщина пластины (м), площадь пластины ПКМ (м²), разница температур на стенках ПКМ (К).

Пример 1. Оценка количества теплоты Q1 (1) для нагрева ПКМ и испарения связующей матрицы:

Q1 = m·(c·ΔT +L) = 1 кг ·[(1200 Дж/кгК · (500К-173К)+100000 Дж/кг)]=492,4 кДж

Пример 2. Оценка величины теплового потока Q2 (2) как требование к системе нагрева

Q2=λ/δ·F·ΔT=0,5 (Вт/м·К)/ 0,001 (м)·1 (м)2·327 (К) = 163,5 кВт (кДж/сек)

С другой стороны, при нагреве конструкции, изготовленной из ПКМ, возникают тепловые потери (излучение в окружающее пространство, конвекция за счёт испаряющихся газов связующей матрицы), поэтому приведённые расчёты являются первым приближением, которые в последствии уточняются экспериментально.

Проведение пиролиза ПКМ в условиях полёта ХО на безатмосферном участке полёта по сравнению с традиционным пиролизом в инертной атмосфере с атмосферным давлением показывает дополнительные положительные технико-экономические характеристики процесса [кн. 2 Microwave vacuum pyrolysis of waste plastic and used cooking oil for simultaneous waste reduction and sustainable energy conversion: Recovery of cleaner liquid fuel and techno-economic analysis// Вакуумный пиролиз пластиковых отходов и отработанного растительного масла для одновременного сокращения отходов и устойчивого преобразования энергии: восстановление более чистого жидкого топлива и технико-экономический анализ// Renewable and Sustainable Energy Reviews //Volume 115, November 2019, 109359. https://doi.org/10.1016/j.rser.2019.109359// журнал Обзоры возобновляемых и устойчивых источников энергии, т. 115, ноябрь 2019, 109359].

Система нагрева элемента конструкции ХО может быть различной, например, как в способе прототипа в виде продуктов сгорания смеси газов кислорода и пропана, с использованием различных высокоэнергетических материалов и т.д.

Выделение необходимого количества теплоты и теплового потока должно обеспечить такие параметры процесса пиролиза, чтобы за время полёта на внеатмосферном участке траектории физико-механические характеристики ПКМ снизились до уровня диспергации при аэродинамическом ударе при входе в плотные слои атмосферы.

Динамика изменения физико-механических характеристик армирующих волокон в результате пиролиза на внеатмосферном участке траектории спуска ОЧ определяется на основе экспериментальных исследований:

– в вакуумную камеру помещают образец элемента ХО из предлагаемого состава ПКМ с системой нагрева,

– создают вакуум, соответствующий внеатмосферному участку полёта и задействуют систему нагрева, например, электрическим нагревателем, обеспечивающим подачу расчётного количества теплоты за заданное время,

– через интервал времени, соответствующий пассивному полёту ХО, в течение которого происходит процесс пиролиза, подвергают образец элемента ХО расчётному аэродинамическому воздействию непосредственно в вакуумной камере.

Таким образом, используя несколько вариантов ПКМ, удовлетворяющих физико-механическим требованиям для изготовления конструкции образца ХО, количества теплоты и теплового потока системы нагрева образца ПКМ выбирают наиболее приемлемый вариант ПКМ и системы нагрева.

2. Выбор состава армирующих волокон, снижение физико-механических характеристик ПКМ за время полёта и пиролиза на внеатмосферном участке траектории осуществляют из условия диспергирования ОЧ при входе в плотные слои атмосферы

Предпочтительным ПКМ в данном случае является ПКМ на основе арамидных волокон и соответствующих связующих, т.к. такой материал требует меньших энергетических затрат на его термическое разложение по сравнению с остальными. Арамидные волокна, такие как Кевлар и Тварон, обладают высокой прочностью и жесткостью, что делает их идеальным материалом для применения в космической технологии. Они также обладают высокой термической стабильностью, что позволяет им сохранять исходные свойства при относительно высоких температурах (до ~600-700°С), [кн. 3 Mosquera M. E. G. et al. Thermal transformations of Kevlar aramid fibers during pyrolysis: infrared and thermal analysis studies //Chemistry of materials. – 1994. – Vol. 6. – №. 11. – P. 1918 – 1924].

Соответствующие связующие матрицы, которые могут использоваться в ПКМ на основе арамидных волокон, включают фенольные, эпоксидные и другие типы полимеров [кн. 1].

Использование указанного материала в составе ПКМ, а также с учётом наличия вакуума [кн. 2] позволяет существенно сократить временные и энергетические затраты на процесс термического разложения (пиролиза) ПКМ в условиях полёта на внеатмосферном участке траектории для его последующего диспергирования при входе в плотные слои атмосферы.

Приведённая выше схема проведения эксперимента позволяет определить состав ПКМ, требования к модульной системе сжигания для конкретных параметров движения ОЧ на траектории спуска.

3. Устройство для реализации способа

В качестве прототипа рассматривается ОЧ РН по патенту РФ №2700150 МПК F42B 15/00, B64G 1/64 «Способ минимизации зон отчуждения для отделяющейся части ступени РН и устройство для его реализации», включающая в свой состав модульную систему сжигания (МСС), отличающаяся тем, что при выполнении ОЧ из ПКМ в каждую МСС вводят систему, включающую в себя смеситель сжатых газов, из которого предусмотрена подача смеси газов в форсунки, предназначенные для горения смеси газов и подачи ее продуктов сгорания на внутреннюю оболочку ОЧ, емкости со сжатыми газами окислителя - кислорода и горючего - пропана, крепление МСС к силовому набору ОЧ, защитные экраны от теплового воздействия факелов на МСС.

К основным недостаткам этого устройства при использовании в предлагаемом техническом решении является то, что:

– использование жидких компонентов в составе МСС требует сложной конструкции, в том числе тепловой защиты, соответственно, массы;

– компоненты МСС при взаимодействии выделяют значительное количество газа, что хорошо для ракетного двигателя, однако, в рассматриваемом случае получается значительная конвективная составляющая, уносящая тепло;

– наиболее приемлемые составы МСС, обеспечивающие твердопламенное горение, в котором тепловыделение локализовано в узком слое и передается от слоя к слою путём теплопередачи, в данном известном решении не рассмотрены.

Указанные недостатки устраняются за счёт введения в конструкцию ОЧ из ПКМ, включающую в свой состав МСС с энергетическим материалом, крепление МСС к силовому набору ОЧ, отличающуюся тем, что в состав включена система нагрева 10 с энергетическим материалом 13, представляющим собой смесевые порошки, реализующие твердопламенное горение, программно-временное устройство 11 и источники питания 12.

Энергетический материал, используемый в составе МСС и реализующий твердопламенное горение, обеспечивает процесс самораспространяющегося высокотемпературного синтеза, который нашёл широкое применение в промышленности [см. кн. 4 А.Г. Мержанов, А.Е. Сычев О самораспространяющемся высокотемпературном синтезе. http://www.ism.ac.ru/handbook/_shsr.htm].

Варианты размещения МСС в конструкции ХО могут различными, например, в заранее подготовленные места конструкции ХО из ПКМ типа «ласточкин хвост».

Группа изобретений относится к методам и средствам исключения падения на Землю крупных фрагментов отделяющихся частей (ОЧ) ракеты-носителя (РН), таких как хвостовые и переходные отсеки РН. Предлагаемый способ включает предварительный расчет параметров движения ОЧ до момента их падения на Землю и определение на траектории спуска участков для теплового воздействия на ОЧ, изготовленную из полимерного композиционного материала (ПКМ). При этом на внеатмосферном участке осуществляют пиролиз материала ОЧ (испарение связующей матрицы ПКМ и ослабление армирующей структуры) в процессе твердопламенного (СВС) горения. Снижение характеристик ПКМ за время полёта и пиролиза на данном участке обеспечивают из условия диспергирования ОЧ при входе в плотные слои атмосферы. Предлагаемое устройство включает в себя конструкцию ОЧ из ПКМ и модульную систему сжигания (МСС), в которой используются смесевые порошки, реализующие СВС-горение. МСС устанавливают на заранее подготовленные места в конструкции ОЧ. Технический результат состоит в гарантированном разрушении ОЧ до мелкодисперсных частиц, рассеиваемых и сгорающих в атмосфере. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ минимизации зон отчуждения для отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты-носителя (РН), причем ОЧ изготовлена из полимерного композиционного материала (ПКМ), основанный на тепловом нагружении ОЧ, заключающийся в том, что на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на Землю, состав ПКМ для изготовления ОЧ и по результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для теплового воздействия на ПКМ, отличающийся тем, что количество теплоты и мощность теплового потока определяют из условия обеспечения заданной длительности процесса пиролиза ОЧ, в том числе нагрева и испарения связующей матрицы ПКМ, а выбор состава армирующих волокон, снижение физико-механических характеристик ПКМ за время полёта и пиролиза на внеатмосферном участке траектории осуществляют из условия диспергирования ОЧ при входе в плотные слои атмосферы.

2. Устройство для реализации способа по п.1, включающее в свой состав конструкцию ОЧ из ПКМ, модульную систему сжигания (МСС), отличающееся тем, что ММС включает в свой состав систему нагрева со смесевыми порошками, реализующими твердопламенное горение в указанном процессе пиролиза на внеатмосферном участке траектории, программно-временное устройство и источник питания, с возможностью установки МСС на заранее подготовленные места в конструкции ОЧ при подготовке РН к пуску.