RU2705258C1 - Головной обтекатель ракеты-носителя - Google Patents
Головной обтекатель ракеты-носителя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2705258C1 RU2705258C1 RU2018143845A RU2018143845A RU2705258C1 RU 2705258 C1 RU2705258 C1 RU 2705258C1 RU 2018143845 A RU2018143845 A RU 2018143845A RU 2018143845 A RU2018143845 A RU 2018143845A RU 2705258 C1 RU2705258 C1 RU 2705258C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- trajectory
- binder
- ignition temperature
- mixture
- separation
- Prior art date
Links
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к головному обтекателю (ГО) ракеты-носителя (РН), сжигаемому после отделения от РН на атмосферном участке траектории спуска ГО. ГО представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащую внешний и внутренний несущие слои из материала, состоящего из связующего и углеродной ленты (МНС). Заполнитель, размещенный между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО состоит из высокоэнергетического материала и пластика, предназначенного для выделения при сгорании необходимого количества теплоты, определяемого из условия нагрева МНС до температуры его возгорания. Материал заполнителя МЗ выбран на основе смеси высокоэнергетического материала, типа смеси хлората калия или перхлората калия. В качестве порошкообразного металла выбраны порошки магния, алюминия, титана, или их сплавов, которые сохраняют свои теплофизические характеристики, в том числе температуру возгорания, прочность на всех этапах его жизненного цикла, включая приготовление материала для изготовления заполнителя и всей трехслойной конструкции ГО, а также на участке траектории выведения РН и траектории спуска ГО после отделения от РН. Материал МНС выбран из условия одновременного возгорания связующего и пластика, в виде композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С. Технический результат заключается в обеспечении сжигания ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключении факта падения ГО на поверхность Земли и тем самым исключении необходимости выделения района для их падения.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разработки головных обтекателей (ГО) ракет-носителей (РН).
Известен головной обтекатель ракеты по патенту RU №2581636, опубл. 20.04.2016, представляющий собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащей внешний несущий слой из углепластика, внутренний несущий слой с заполнителем между ними. Заполнитель содержит термитно-зажигающую смесь (ТЗС), воспламеняющуюся при достижении оболочкой ГО заданной температуры воспламенения. Масса ТЗС удовлетворяет соотношению:
Q - теплота, выделяющаяся при сгорании ТЗС в отсутствии воздуха, кДж/кг;
ΔТ=Т1-Т0, град.;
Т0 - средняя температура конструкции оболочки ГО на момент вхождения в плотные слои атмосферы, где следует начинать процесс сжигания ГО, K;
Т1 - температура, необходимая для обеспечения начала самопроизвольного процесса горения конструкции оболочки ГО, K.
ТЗС размещена в сотах металлического сотового заполнителя, расположенного между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО. Заполнитель может быть выполнен в виде сформированных одинаковых по массе и размеру пластин ТЗС, зафиксированных на внутреннем несущем слое оболочки ГО, либо в виде слоя ТЗС, нанесенного на внутренний несущий слой оболочки ГО.
В состав ТЗС входят окислитель и порошкообразный металл, при этом в качестве окислителя используют смеси хлората калия или перхлората калия, а в качестве порошкообразного металла - порошки магния, или алюминия, или титана, или их сплавов, а также связующее.
К недостаткам этого технического решения при его применении к изготовлению и эксплуатации ГО относятся следующее:
- при выборе материала заполнителя (МЗ) из возможных смесевых составов не накладываются ограничения по сохранению исходных свойств при различных типах нагружения на всех этапах его жизненного цикла, в частности, при:
а) расплавлении МЗ для получения нити;
б) расплавлении нити при печати на 3D-принтере конструкции заполнителя;
в) изготовлении трехслойной конструкции материала оболочки ГО;
г) установке в ГО различных элементов типа системы фиксации, разделения, люков обслуживания и т.д.;
д) аэродинамическом нагреве МЗ на атмосферном участке траектории выведения РН в составе ГО;
е) характеристиках зажигания и горения на траектории спуска при пониженных значениях параметров высотно-скоростного обтекания (давление, температура, скорость набегающего потока);
- при выборе материала несущих слоев (МНС) не предъявлялись требования к процессу одновременного возгорания полимерного композиционного материала типа углепластика (УГП) состоящего из углеродной ленты (ЛУ-П-0,1/А) и связующего ЭНФБ (состав: смола ЭН-6 ~ 77,0%, фурфурилглицидиловый эфир ~ 15%, катализатор УП 605/3 ~ 3,0%, смола СФ-341-А ~ 5,0% (ГОСТ 28006-88. Лента углеродная конструкционная. Технические условия. - Москва: Изд-во стандартов, 1989. - 15 с). Термический анализ УГП показывает, что при достижении температуры ~ 5500°С происходит термическое разложение смолы с выделением определенного количества теплоты, а при температуре >700°С начинается процесс окисления углерода, содержащегося в угольных нитях, составляющих углеродную ленту, сопровождающийся значительным тепловыделением (Utilization of thermite energy for re-entry disruption of detachable rocket elements made of composite polymeric material / K. Monogarov and etc. - Acta Astronautica, 2018. - Vol.150. - DOI: 10.1016/j.actaastro.2017.11.028. - Pp.49-55). Следует отметить, что при испарении связующего с большой долей вероятности может произойти распад УГП на углеродные нити, соответственно, набегающий аэродинамический поток может разрушить всю конструкцию ГО до сгорания всех составных элементов конструкции оболочки ГО; выбор проектно-конструкторских параметров стандартного ГО осуществлялся для МЗ в виде сотового алюминиевого заполнителя, МНС без учета возможности их сжигания (ОСТ 92-51-56-90 Конструкции трехслойные с обшивками из углепластика и алюминиевым сотовым заполнителем клееные. - Введ. 1991-07-01. - М.: Изд-во стандартов, 1990. - 37 с; Кондратьев А. В. Проектирование головных обтекателей ракет-носителей из полимерных композиционных материалов при одновременном тепловом и силовом воздействиях / Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. - №4 (64). -2010. - с. 11-22).
Техническим результатом предлагаемого технического решения является обеспечение сжигания ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключение факта падения ГО на поверхность Земли и тем самым исключение необходимости выделения района для их падения.
Указанный технический результат достигается за счет того, что головной обтекатель (ГО) ракеты-носителя (РН), сжигаемый после отделения от РН на атмосферном участке траектории спуска ГО, представляющий собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащей внешний и внутренний несущие слои из материала, состоящего из связующего и углеродной ленты (МНС), заполнитель, размещенный между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО, где материал заполнителя (МЗ) состоит из высокоэнергетического материала и пластика, выделяющий при сгорании необходимое количество теплоты, определяемое из условия нагрева МНС до температуры его возгорания, согласно заявляемому техническому решению материал заполнителя МЗ выбран на основе смеси высокоэнергетического материала, типа смеси хлората калия или перхлората калия, а в качестве порошкообразного металла выбраны порошки магния, алюминия, титана, или их сплавов, которые сохраняют свои теплофизические характеристики, в том числе температуру возгорания, прочность на всех этапах его жизненного цикла, включая приготовление материала для изготовления заполнителя и всей трехслойной конструкции ГО, а также на участке траектории выведения РН и траектории спуска ГО после отделения от РН, а материал МНС выбран из условия одновременного возгорания связующего и пластика, в виде композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности, углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С.
Выбор проектно-конструкторских параметров ГО осуществляют с учетом полученных свойств МЗ, МНС, исходя из обеспечения условий прочности и теплозащиты ГО, получения необходимого количества теплоты при сжигании заполнителя с учетом уноса теплоты набегающим потоком воздуха, и в состав конструкции заполнителя вводят систему зажигания на основе электрического зажигателя, который инициируется взрывом нихромовой проволоки, и воспламенительного состава, например, на основе магния и нитрата бария, а задействование электрического зажигателя осуществляется по команде системы сжигания ГО.
Реализация предлагаемого устройства
Основной технической проблемой, определяющей реализуемость предлагаемого технического решения, является создание материалов двух типов:
- материала заполнителя на основе смеси высокоэнергетического материала (типа смеси хлората калия или перхлората калия, а в качестве порошкообразного металла - порошки магния, или алюминия, или титана, или их сплавов) и пластика (типа полилактида или акрилонитрила-бутадиен-стирола), допускающего возможность создания конструкций заполнителя с заданными характеристиками;
- композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности, углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С.
Создание подобных композиционных материалов является технически реализуемой задачей в рамках современного уровня развития соответствующих технологий, что, соответственно, позволит реализовать предложенное техническое решение.
Использование предложенного технического решения позволит решить проблему утилизации ГО на атмосферном участке траектории спуска, снизить затраты на оплату аренды районов падения отделяющихся частей РН, тем самым снизить стоимость пуска.
Claims (1)
- Головной обтекатель (ГО) ракеты-носителя (РН), сжигаемый после отделения от РН на атмосферном участке траектории спуска ГО, представляющий собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащей внешний и внутренний несущие слои из материала, состоящего из связующего и углеродной ленты (МНС), заполнитель, размещенный между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО, состоит из высокоэнергетического материала и пластика, предназначенного для выделения при сгорании необходимого количества теплоты, определяемого из условия нагрева МНС до температуры его возгорания, отличающийся тем, что материал заполнителя (МЗ) выбран на основе смеси высокоэнергетического материала, типа смеси хлората калия или перхлората калия, а в качестве порошкообразного металла выбраны порошки магния, алюминия, титана, или их сплавов, которые сохраняют свои теплофизические характеристики, в том числе температуру возгорания, прочность на всех этапах его жизненного цикла, включая приготовление материала для изготовления заполнителя и всей трехслойной конструкции ГО, а также на участке траектории выведения РН и траектории спуска ГО после отделения от РН, а материал МНС выбран из условия одновременного возгорания связующего и пластика, в виде композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018143845A RU2705258C1 (ru) | 2018-12-10 | 2018-12-10 | Головной обтекатель ракеты-носителя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018143845A RU2705258C1 (ru) | 2018-12-10 | 2018-12-10 | Головной обтекатель ракеты-носителя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2705258C1 true RU2705258C1 (ru) | 2019-11-06 |
Family
ID=68501074
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018143845A RU2705258C1 (ru) | 2018-12-10 | 2018-12-10 | Головной обтекатель ракеты-носителя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2705258C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0763468A1 (en) * | 1995-09-18 | 1997-03-19 | Microcosm, Inc. | Economic launch vehicle |
RU2369534C1 (ru) * | 2008-01-16 | 2009-10-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Устройство разделения створок головного обтекателя |
RU2428359C1 (ru) * | 2010-06-24 | 2011-09-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Отделяемый головной обтекатель ракеты-носителя |
RU2581636C1 (ru) * | 2015-02-17 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Головной обтекатель ракеты |
RU2626797C2 (ru) * | 2015-09-01 | 2017-08-01 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей |
RU2672683C1 (ru) * | 2017-11-27 | 2018-11-19 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя |
-
2018
- 2018-12-10 RU RU2018143845A patent/RU2705258C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0763468A1 (en) * | 1995-09-18 | 1997-03-19 | Microcosm, Inc. | Economic launch vehicle |
RU2369534C1 (ru) * | 2008-01-16 | 2009-10-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Устройство разделения створок головного обтекателя |
RU2428359C1 (ru) * | 2010-06-24 | 2011-09-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Отделяемый головной обтекатель ракеты-носителя |
RU2581636C1 (ru) * | 2015-02-17 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Головной обтекатель ракеты |
RU2626797C2 (ru) * | 2015-09-01 | 2017-08-01 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей |
RU2672683C1 (ru) * | 2017-11-27 | 2018-11-19 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
ES2344651T3 (es) | Municion o componente de municion que comprende un material energetico estructural. | |
EP2342444B1 (en) | Insensitive rocket motor | |
US20160209187A1 (en) | Reactive material enhanced projectiles, devices for generating reactive material enhanced projectiles and related methods | |
US20090301337A1 (en) | Nano-enhanced kinetic energy particles | |
RU2581636C1 (ru) | Головной обтекатель ракеты | |
US8616130B2 (en) | Liners for warheads and warheads having improved liners | |
RU96231U1 (ru) | Факел для осветительного боеприпаса | |
RU2705258C1 (ru) | Головной обтекатель ракеты-носителя | |
RU2626797C2 (ru) | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей | |
US4137286A (en) | Method of making dual-thrust rocket motor | |
US4223606A (en) | Dual thrust rocket motor | |
US20120232189A1 (en) | Energetic Adhesive for Venting Cookoff | |
US11008263B2 (en) | Reactive burning rate accelerators, solid energetic materials comprising the same, and methods of using the same | |
DK2791616T3 (en) | Ammunition charge to such ammunition, and process for the preparation of the ammunition | |
JP6571357B2 (ja) | 照明組成物、当該照明組成物を含む照明弾および関連する方法 | |
Trushlyakov et al. | Development of proposals for the synthesis of polymer composite materials capable of combustion after the mission | |
EP3377844B1 (en) | Munition having penetrator casing with fuel-oxidizer mixture therein | |
RU2692207C1 (ru) | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей | |
GB2474824A (en) | Projectile producing exothermic effect initiated by shock waves | |
US20200407288A1 (en) | Pyrophoric pellets that emit infrared radiation | |
RU2700150C1 (ru) | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей и устройство для его реализации | |
Arkhipov et al. | Analyzing the Possibility of Burning the Launcher Nose Cone Elements | |
RU2672683C1 (ru) | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя | |
Kumar et al. | Nanotechnology-Driven Explosives and Propellants | |
EP3816143B1 (en) | Pyrophoric pellets that emit infrared radiation |