Головний аеродинамічний обтічник космічної ракети

Винахід відноситься до ракетно-космічної галузі і може бути використаний в конструкціях головного аеродинамічного обтічника космічних ракет для збереження його теплозахисного шару при старті ракети під час несприятливих погодних умов, а саме під час дощу, граду чи пилової бурі. У конструкціях головних аеродинамічних обтічників сучасних ракет використовується теплозахисне покриття абляційного типу, в якому після старту ракети відбуваються фізико-хімічні процеси ерозії, плавлення, сублімації, піролізу, випарювання та інше, що протікають із поглинанням теплової енергії і винесенням маси аблятора [1]. Нанесений на зовнішню поверхню стулок головного аеродинамічного обтічника теплозахист складає значну долю їх маси. Ця маса найменша для головних аеродинамічних обтічників ракет, під якими розміщуються корисні вантажі, що мають власний теплозахист, наприклад бойові блоки. Для них товщина теплозахисного шару головного аеродинамічного обтічника розраховується із умов забезпечення температур, при яких зберігається працездатність несучих конструктивних елементів обтічника при аеродинамічному нагріві. На обтічниках ракет, що виводять космічні апарати, необхідно нанести потовщений шар теплозахисту для забезпечення в підобтічниковому просторі значно нижчих температур, яких потребують теплочутливі елементи космічних апаратів. Нарешті для здійснення невідкладного пуску космічної ракети, наприклад в заздалегідь розрахунковий час, чи для виконання рятівних робіт на пілотованій космічній станції, на обтічнику передбачають додатковий шар теплозахисту для урахування наявності таких погодних факторів як дощ, град чи пилова буря, що на трансзвукових та надзвукових швидкостях польоту спричиняють значний ерозійний виніс теплозахисного шару [2]. Нехтування цими погодними факторами може призвести до передчасного руйнування теплозахисту ще в нижніх шарах атмосфери і пов'язаного з цим неприпустимого підвищення температури несучих конструкцій головного аеродинамічного обтічника та середовища навкруги космічного апарату Вагова досконалість "погодостійкого" головного аеродинамічного обтічника космічної ракети з потовщеним теплозахисним шаром значно нижча, що негативно позначається на енергетичних характеристиках ракети в цілому. Відомі різні конструкції головного аеродинамічного обтічника ракети. Так відома конструкція [3], що містить стулки, на зовнішній поверхні яких нанесено теплозахисний шар, стягнуті поміж собою піротехнічними засобами, пневмоавтоматику, кабельну мережу, пневмоштовхачі і балон з робочим тілом. Така конструкція головного аеродинамічного обтічника має суттєві недоліки, пов'язані з неможливістю використовування його у складі космічної ракети із невідкладним стартом, тобто із стартом в умовах можливого дощу, граду та пилової бурі. Це обмеження викликане тим, що для компенсування ерозійного винесення теплозахисту, спричиненого дією цих погодних факторів під час польоту, необхідно значно підвищити його товщин у, що призводить до неприпустимого підвищення ваги обтічника. Відома будова аеродинамічного обтічника ракети [4], що вміщує стулки, з нанесеним на їх зовнішню поверхню теплозахисним шаром, скріплені поміж собою піротехнічними пристроями, вузли поділу стулок та механізм розвороту стулок навкруги вісі завіс, що встановлені на останній ступені ракети. Такий обтічник має зменшену вагу несучи х елементів та обладнання. Але використовування обтічника такої конструкції, як стійкого до дії граду, дощу чи часток пилу під час старту і польоту ракети, можливе тільки при нанесенні на його поверхню потовщеного теплозахисного шару. Він потрібний для запобігання підвищенню температури поверхні обтічника, що виникає внаслідок додаткового ерозійного винесення маси теплозахисту від дії означених погодних факторів. Така конструкція обтічника у "погодостійкому" варіанті має значно більшу ва гу, що негативно позначається на енергетичних характеристиках ракети, звужує перелік космічних апаратів, можливих до запуску на ній. Найбільш близьким до запропонованого рішення є головний аеродинамічний обтічник космічної ракети [5]. Він вміщує стулки, на зовнішню поверхню яких нанесено теплозахист, силовий набір, встановлену на внутрішній поверхні стулок допоміжну трьохшарову теплоізоляцію, розміщені на кронштейнах вентилятори з розтрубами, які нагнітають повітряний потік до температурозалежних елементів космічних апаратів, піротехнічні пристрої розділення стулок та пневмоштовхачі. Такий головний аеродинамічний обтічник космічної ракети має високі технічні характеристики. Так при пуску космічної ракети під час дощу, граду або пилової бурі додаткове ерозійне винесення зовнішнього абляційного шару теплозахисту не призводить до підвищення температури в підобтічниковому просторі, захищеному допоміжною тришаровою теплоізоляцією і спорядженому вентиляторами для перемішування повітря. Але і цей головний аеродинамічний обтічник космічної ракети має суттєві недоліки, а саме: - введення допоміжної тришарової теплоізоляції ускладнює конструкцію, збільшує вагу і вартість виготовлння, зменшує зону для розміщення корисного вантажу в підобтічниковому просторі; - введення вентиляторів обумовлює необхідність установки силових кронштейнів, кабельної мережі живлення вентиляторів, батареї і програмної апаратури задіяння вентиляторів, що ускладнює експлуатацію, підвищує вартість виготовлення та знижує надійність і вагові характеристики обтічника; - не забезпечений захист елементів несучої конструкції обтічника від перегріву внаслідок додаткового винесення зовнішнього теплозахисту ударною дією граду, краплин дощу чи часток пилу під час пуску у відповідних погодних умовах. В основу винаходу поставлене завдання забезпечення можливості проведення пусків космічної ракети в несприятливих погодних умовах, а саме під час дощу, граду або пилової бурі шляхом того, що кожну стулку по її зовнішній конічній поверхні споряджено лускоподібними тонколистовими металевими пластинами у форми окремих секторів розгортки конічної частини його поверхні, закріпленими до абляційного теплозахисту із взаємним перекриттям рівним 5-10 мм за допомогою клею, який втрачає свої адгезійні властивості при досягненні температурі ~120°С, при цьому товщина лускоподібних тонколистових металевих пластин зменшується від максимальної біля наконечника обтічника до мінімальної біля основи його конічної частини. Таким чином відмітними суттєвими ознаками є те, що: - кожна стулка обтічника по її зовнішній поверхні абляційного теплозахисного шару споряджена лускоподібними тонколистовими металевими пластинами у формі окремих секторів розгортки поверхні, закріплених із взаємним перекриттям по кожній стороні рівним 5-10 мм; - лускоподібні тонколистові металеві пластини закріплено клеєм, який втрачає свої адгезійні властивості при досягненні температури ~120°С; - лускоподібні тонколистові металеві пластини виконано з перемінною товщиною, а саме з поступовим зменшенням її від максимальної у пластин, установлених навколо наконечника головного аеродинамічного обтічника, до мінімальної у пластин навколо основи його конічної частини. Відомими суттєвими ознаками є те, що: - циліндроконічний відсік головного аеродинамічниого обтічника поділено по повздовжньому стику на стулки з силовим набором, на якому закріплені обшивки; - на зовнішню поверхню стулок нанесено шар абляційного теплозахисту; - головний аеродинамічний обтічник споряджено системою скидання стулок, що вміщує пірозасоби кріплення стулок, штовхачі та кабельну мережу задіяння пірозасобів. Сукупність відомих і нових суттєви х ознак забезпечують отримання нового технічного результату, а саме: - захист абляційного теплозахисного шару на стулках головного аеродинамічного обтічника від ерозійного виносу під час дії на стулки краплин дощу, кульок граду та твердих частинок, піднятих в атмосфер у пиловою бурею; - зниження маси та підвищення надійності головного аеродинамічного обтічника за рахунок відмови від допоміжної тришарової теплоізоляції та вентиляторів перемішування повітря з їх електрообладнанням; - зниження маси головного аеродинамічного обтічника за рахунок відділення лускоподібних тонколистових металевих пластин від абляційного теплозахисного шару на висоті де дія краплин дощу, к ульок граду неможлива, а кількість твердих частинок ґрунту, піднятих в атмосферу пиловою бурею, значно знижена. Для пояснення конструкції та роботи головного аеродинамічного обтічника космічної ракети додаються креслення, на яких зображено: фіг. 1 - загальний вигляд головного аеродинамічного обтічника, встановленого на космічній ракеті; фіг. 2 - вид А фіг. 1, на якому показана розгортка конічної поверхні головного аеродинамічного обтічника; фіг. 3 - виносний елемент В фіг. 2, на якому показана форма лускоподібної тонколистової металевої пластини; фіг. 4 - розріз Б -Б фіг 3, на якому показано кріплення лускоподібніх тонколистових металевих пластини; фіг. 5 - загальний вигляд головного аеродинамічного обтічника після скидання лускоподібних тонколистових металевих пластини. Головний аеродинамічний обтічник 1 космічної ракети 2 вміщує стулки 3, скріплені поміж собою та до ракети 2 піротехнічними засобами 4. Разом стулки З, виконані із обшивок 5 та силового набору 6, утворюють циліндроконічний відсік 7. На зовнішню поверхню 8 кожної стулки 3 нанесено шар абляційного теплозахисного покриття 9. Для скидання обтічника 1 з ракети 2 передбачені завіси 10, штовхачі 11 та кабельна мережа 12 задіяння пірозасобів 4. Для захисту абляційного теплозахисного шару 9 від ерозійного пошкодження краплинами дощу, градом або твердими частинками ґрунту, піднятими в повітря пиловою бурею, на його поверхні паралельними рядами встановлені лускоподібні тонколистові металеві пластини 13, виготовлені, наприклад, із Листа АМгЗМ по ГОСТ 21631-76П, які мають форму секторів розгортки конічної поверхні стулки 3. Пластини 13 закріплено до зовнішньої поверхні абляційного теплозахисного шару 9 за допомогою клею із взаємним перекриттям 14 сторін пластин рівним 5...10 мм. Кожний ряд пластин 13 містить рівновіддалені від наконечника 15 пластини 13 однакової товщини. По мірі віддалення рядів від наконечника 15 товщина пластин 13 у них зменшується від максимальної у ряді, що примикає до наконечника, до мінімальної біля основи конічної частини обтічника. Кількісна зміна значень товщин пластин 13 відповідає закону розподілення тиску та температури на поверхні конусу [6] при швидкості польоту ракети на висоті приблизно 20 км. Після переходу конічної частини 16 головного аеродинамічного обтічника в циліндричну 17, де значення температури і тиску значно менші, а нормальна складова швидкості падаючих на неї частинок незначна, лускоподібні тонколистові металеві пластини 13 не установлено. Складання головного аеродинамічного обтічника 1 космічної ракети 2 виконують відомою послідовністю технологічних операцій, окрім приклеювання лускоподібних тонколистових металевих пластин 13 на теплозахисний шар 9 стулок 3. Підготовку поверхні, температурні режими, зусилля тиску, час витримки при приклеюванні визначають за нормативним технологічним процесом на обраний клей. Наприклад клей 51-К-45 ОСТ 92-0948-74 (ресурс роботи клеєвого з'єднання від -60°С до +100°С), технологічний процес по ОСТ 92-094974. Перший ряд пластин 13 приклеюють із перекриттям суміжних пластин. Наступні ряди - із перекриттям суміжних пластин та пластин попереднього ряду. Експериментальним шляхом установлено, що для надійного закріплення пластин величина їх перекриття має становити 5-10 мм. Слід зауважити, що напрямок приклеювання пластин впливає на характер їх подальшого відриву від поверхні теплозахисного шару. При дотриманні послідовності установки пластин зверху униз відкриті торці пластин займають положення в напрямку до наконечника обтічника. В цьому випадку, при досягненні температур при яких клей втрачає свої адгезійні властивості, набіжний потік повітря скоріше відриває пластини від поверхні обтічника . Це слід мати на увазі при проектуванні. Виготовлений головний аеродинамічний обтічник 1 монтують на космічній ракеті 2 для виконання польоту. Робота головного аеродинамічного обтічника здійснюється в такій послідовності. Після старту ракети 2 із зростанням швидкості польоту відбувається її інтенсивне аеродинамічне нагрівання, найбільш сильне на поверхні її головного обтічника 1. При цьому внутрішнє обладнання, розташоване у підобтічниковому просторі, нагрівається внаслідок випромінювання, вільної конвекції! і теплопередачі через з'єднувальні елементи. Під час польоту в несприятливих погодних умовах головному аеродинамічному обтічнику 1 передається також кінетична енергія граду, краплин дощу чи часток пилу, яка сприймається тонколистовими металевими пластинами 13, що мають значно вищі за матеріал аблятора механічні якості. Це дозволяє зберегти верхній шар теплозахисного шару 9 обтічника 1 від механічних пошкоджень і передчасного ерозійного винесення його матеріалу під час польоту у нижніх шарах атмосфери на трансзвукових та надзвукових швидкостях. Крім того металеві пластини 13, маючи меншу ніж поверхня абляційного покриття 9 шорсткість, забезпечують зменшення загального опору тертя обтічника і зменшення конвективної теплопередачі. На висоті 20-30 кілометрів, де ерозійна дія дощу та граду вже неможлива, а кількість часток пилу незначна, температура на поверхні головного аеродинамічного обтічника 1 досягає ~+120°С. Клей, на якому тримаються тонколистові металічні пластини 13, втрачає свої адгезійні якості і набіжний потік повітря зриває пластини з поверхні обтічника. Відрив пластин відбувається одночасно. Це обумовлено тим, що вони акумулюють рівну кількість теплоти за рахунок відповідності їх товщин діючим на конічну частину обтічника 1 температурним навантаженням. Зриванню пластин сприяє також тиск із сторони шару теплозахисного покриття 9, що виникає внаслідок випарювання та сублімації аблятора. У подальшому польоті ракети, у абляційному теплозахисному покритті головного аеродинамічного обтічника відбуваються враховані фізико-хімічні процеси, пов'язані із поглинанням теплової енергії та розсіюванням її у атмосфері. Після проходження щільних шарів атмосфери на заданій висоті подають електричну команду на пірозасоби 5 кріплення стулок 3. Під дією штовханів 11 кожна стулка починає обертатися навколо вісі своєї завіси 10 і при досягненні заданого кута повороту скидається з ракети 2. Введені в конструкцію головного аеродинамічного обтічника лускоподібні тонколистові металеві пластини забезпечують стійкість до передчасного ерозійного спрацювання матеріалу його теплозахисного покриття під час пуску космічної ракети при таких несприятливих погодних умовах як дощ, град чи пилова буря. Це надає можливості здійснення невідкладних пусків космічних ракет в складних погодних умовах для виконання, наприклад, рятівних робіт на орбітальній пілотованій космічній станції. Армування конічної частини головного аеродинамічного обтічника "погодостійкої" космічної ракети тонколистовими металевими пластинами дозволяє відмовитися від допоміжної тришарової теплоізоляції, вентиляторів для перемішування повітря та їх допоміжного обладнання. Разом із забезпеченням можливості скидання пластин ще у нижніх шарах атмосфери це дозволяє значно підвищити вагову досконалість обтічника і енергетичні характеристики ракети в цілому. Це рішення може бути застосоване також у відношенні оживальних та параболійних обтічників. Запропонований головний аеродинамічний обтічник космічної ракети вирішує поставлене завдання - забезпечення можливості проведення пусків космічної ракети в несприятливих погодних умовах. При тому дозволяє зменшити вагові характеристики та вартість виготовлення, спростити конструкцію та підвищити її надійність. Джерела інформації: 1. Абляционная теплозащита. Приложение к научно-информационному сборнику "Военная авиация и ракетная техника". Спецвыпуск. M.I 972. 2. G. Schmitt. On the dependence of materials erosion on environmental parameters at supersonic velocities. J Afrcraft, 1973, vol.10, 12, pp 705-709. 3. Патент США № 3070018 по кл. В64С 23/00 (102-34.4). 4. Патент США № 3.118.636 по кл. В64С 23/00 (244-1). 5. Патент України № 31014 по класу F42B 15/00 заявка № 98073424 від 01.07.1998 - прототип. 6. Аэродинамика ракет. Москва "Высшая школа" 1989.