Теплозащитные экраны

Теплозащитные днища (донная защита)

Конструкция элементов систем разделения и отделения ГЧ

Системы разделения ступеней и отделения головной части

К системам разделения ступеней и отделения головной части предъявляются следующие требования:

– обеспечение надежного и безопасного разделения без соударения с последующей ступенью или ГЧ отработавшей ступени;

– минимальное возмущение параметров движения последующей ступени и особенно ГЧ;

– быстрота процесса отделения для сокращения потерь скорости;

– простота последовательности выполняемых операций при разделении;

– минимально возможное увеличение массы конструкции за счет введения элементов систем разделения (отделения).

Разделение ступеней и отделения ГЧ является сложной задачей, обеспечивающей надежность вывода полезной нагрузки в космос. Это объясняется тем, что при разделении (отделении) на разделяемые части ракеты действуют не только силы, которые можно довольно точно определить (сила тяжести, тяга двигателей разделяемых ступеней), но и параметры, имеющие вероятностный характер. К этим параметрам относятся импульсы последействия и характеристики набора тяги двигателя при запуске, аэродинамические силы, действующие на разделяемые части РН, особенно на последние ступени при отделении ГЧ, или на предыдущие ступени при движении в аэродинамической тени предыдущей ступени и при выходе из нее.

При разделении ступеней следует учитывать то, что максимальное значение силы тяги маршевого двигателя предыдущей ступени в момент его выключения в несколько раз больше, чем максимальное значение силы тяги маршевого двигателя последующей ступени (в 8–10 раз), а масса предыдущей ступени, практически не имеющей топлива, сравнима, или меньше массы ракеты после разделения. Поэтому дополнительная скорость, сообщаемая предыдущей ступени, может быть достаточной для того, чтобы эта ступень догнала ракету после разделения.

Любая система разделения (отделения) включает устройства силовой связи разделяющихся частей и собственно устройств разделения (отделения).

Устройства силовой связи (крепления) обеспечивают механическую связь отделяемых элементов конструкции до подачи команды на отделение и обеспечивает разрыв этих связей в момент подачи этой команды.

Устройства разделения (отделения) сообщают относительное перемещение отделяемых частей конструкции для обеспечения отведения их на безопасное с точки зрения возможности соударений с конструкцией, продолжающей полет по заданной траектории.

Элементы силовой связи могут быть выполнены в виде пироболтов, пиро- или пневмозамков и элементов оболочечных конструкций с пиротехническими устройствами кумулятивного действия.

Простейшим устройством силовой связи является пироболт (рис. 7.1). При подаче напряжения на детонатор болта происходит подрыв заряда взрывчатого вещества и корпус болта разрушается по ослабленному сечению, разрывая связь между разделяющимися частями ракеты.

Рис. 7.1. Пироболт

1 – фланец; 2 – пиропатрон; 3 – корпус

Разрывные болты просты и надежны в работе. Однако при разрушении их образуются осколки. Для защиты агрегатов отделяемых частей от действия этих осколков устанавливаются специальные экраны значительной массы. Кроме того, при подрыве пироболтов в шпангоутах, возникают локальные перегрузки, величина которых в течение короткого времени может достигать 2000–3000. Поэтому разрывные болты устанавливаются только в точках отделения, где нагрузка на болт не превышает 20 тс. В более нагруженных точках (с нагрузкой до 100 тс) устанавливаются пиро- или пневмозамки.

Оболочечные конструкции с пиротехническими устройствами, основанными на кумулятивном эффекте разрушения оболочки корпуса, могут передавать любые нагрузки, они имеют относительно меньшую массу. Однако их отработка значительно сложнее, чем отработка узлов соединения других типов.

В зависимости от требуемых характеристик разделения, места установки и направления действия сил, возникающих при отделении ГЧ и других отделяемых частей, используются следующие системы отделения:

– расталкивающие;

– тормозящие;

– комбинированные.

Расталкивающие системы отделения создают силы, действующие на все разделяемые системой элементы, в противоположных направлениях. Они сообщают некоторый импульс каждому из разделяемых элементов и придают этим элементам некоторую добавочную скорость.

Использование расталкивающих систем отделения целесообразно для сброса элементов конструкции ракеты, значительно меньших по массе, чем масса ракеты. При этом к параметрам движения отбрасываемых элементов высоких требований по точности не предъявляется (например, сброс стартовых ускорителей ракеты "Ариан-4").

Тормозящие системы отделения сообщают импульс только тем элементам конструкции, которые уже не участвуют в полете по заданной траектории. Эти системы не вносят возмущения в движение частей конструкции, продолжающих полет по заданной траектории.

Комбинированные системы отделения применяются в тех случаях, когда необходимо отделяемым частям конструкции придать движение по некоторой траектории, отличающейся от прямой. При этом могут использоваться элементы отделения расталкивающего и тормозящего типа, обеспечивающие комбинированное воздействие как по времени, так и по направлению.

В качестве расталкивающего устройства отделения применяются пневмо- или пиротолкатели, источником энергии которых является аккумулированный в баллонах газ, или газ, полученный от сжигания порохового заряда, и также пружинные толкатели.

Торможение отделяемых частей конструкции производится:

– тормозными ракетными двигателями;

– аэродинамическими силами, образуемыми за счет увеличения лобового сопротивления отделяемой части ракеты.

Тормозные ракетные двигатели могут быть твердотопливными, жидкостными или газовыми. В последнем случае используется газ, запасенный в специально установленных на борту ракеты баллонах, или газ, имеющийся в других емкостях, например, газ наддува топливных баков.

Для разделения ступеней используются две основные схемы разделения ступеней: холодная и горячая. Часто используется комбинированная схема, использующая элементы этих двух основных схем.

При "холодном" разделении недопустимо воздействие газов запускаемого маршевого двигателя последующей ступени на конструкцию предыдущей ступени.

При "горячем" разделении такое воздействие допустимо, однако для этого на элементах конструкции предыдущей ступени устанавливаются дополнительные теплозащитные экраны.

При "холодном" разделении или разделении торможением отработавшей ступени, основной двигатель последующей ступени запускается после того, как расстояние между разделяющимися частями ракеты будет так велико, что газы реактивной струи запускаемого двигателя последующей ступени не смогут разрушить конструкцию отделяемой предыдущей ступени.

"Горячее" или огневое разделение происходит путем запуска основного двигателя последующей ступени еще до разрыва, или в момент разрыва механической связи между разделяющимися ступенями. При этом разделение происходит частично за счет того, что предыдущая ступень тормозится вследствие газодинамического воздействия газов истекающих из сопла двигателя последующей ступени.

Циклограмма работы системы разделения построенной по схеме горячего разделения приведена на рис. 7.2. Началу координат циклограммы соответствует время подачи команды на начало разделения. По этой команде выключается двигатель предыдущей ступени, включается двигатель последующей ступени и происходит нарушение механической связи между разделяемыми ступенями. Для выхода газа, истекающего из сопла двигателя предыдущей ступени за пределы соединительного отсека, установленного между разделяемыми ступенями, последний выполнен в виде стержневой конструкции (первая ступень РН "Протон") или имеет большие окна, закрываемые крышками, вышибаемыми давлением газов (РН "Титан"). Для защиты верхнего днища предыдущей ступени на нем устанавливается теплозащитный экран, одновременно поворачивающий газовый поток перпендикулярно к направлению полета.

Рис. 7.2. Циклограмма разделения и узел разделения двух РБл при горячем разделении

1 – РБл 2; 2 — плоскость отделения хвостового отсека; 3 – хвостовой отсек РБл 2, как правило, сбрасываемый после разделения; 4 – тепловая защита РБл 2; 5 – плос­кость разрыва связей и разделения РБл; 6 – межблочная ферма; 7 – газоотражатель с тепловой защитой; 8 – РБл 1

D₁ – запуск двигателя РБл 2; D₂ – разрыв межблочных связей; D₃ – выключение двигателей РБл 1; D₄ – начало физического разделения РБл

После прекращения работы ДУ предыдущей ступени и выхода двигателя последующей ступени на режим, ракета продолжает полет, а отделенная ступень выходит на траекторию падения на Землю.

Разделение происходит за короткое время поэтому при огневом разделении потери скорости, связанные с разделением, малы. Платой за использование этой простой схемы разделения является некоторое увеличение массы конструкции ракеты, связанное с установкой стержневого отсека и газового отражателя.

"Холодное" разделение чаще применяется на ракетах, имеющих на последующих ступенях специальные управляющие двигатели (третья ступень РН "Протон", вторая ступень РН "Рокот"). Управляющие двигатели последующей ступени могут быть включены до выключения двигателей предыдущей ступени, что обеспечивает непрерывное управление ракетой в процессе разделения. Циклограмма работы двигателей разделяемых ступеней при "холодном" разделении приведена на рис. 7.3.

Рис. 7.3. Циклограмма разделения и узел разделения двух РБл при холодном разделении

1 – центр масс II ступени; 2 – РБл 2; 3 – плоскость отделения хвостового отсека РБл 2; 4 – разгонные двигатели на хвостовом отсеке РБл 2; 5 – плоскость разрыва связей и разделения РБл; 6 – РБл 1; 7 – тормозные двигатели на РБл 1

D₁ – запуск разгонного двигателя РБл 2; D₂ – выключение двигателей РБл 1 и разрыв связей; D₃ – запуск тормозного двигателя РБл 1; D₄ – начало физического разделе­ния РБл; D₅ – запуск маршевого двигателя РБл 2

Начало оси абсцисс системы координат соответствует времени подачи команды на начало разделения. Маршевый двигатель предыдущей ступени переводится на режим конечной ступени, или если на ступени имеется рулевой двигатель, то маршевый двигатель выключается. Одновременно с подачей команды на выключение маршевого ЖРД, включается рулевой двигатель последующей ступени, который создает рулевые силы для управления полетом ракеты. По мере спада тяги маршевого двигателя предыдущей ступени в некоторый момент подается команда на нарушение механической связи между ступенями и включение тормозного двигателя предыдущей ступени. Команда подается так, чтобы максимально возможное значение импульса последействия выключаемого двигателя предыдущей ступени было меньше импульса, создаваемого тормозным двигателем. Последующая ступень под действием силы тяги своего рулевого двигателя и относительной скорости, создаваемой разностью импульсов тормозного двигателя и импульса последействия выключаемого двигателя предыдущей ступени, отходит от предыдущей ступени на некоторое безопасное расстояние, после чего включается маршевый двигатель этой ступени. Разделение закончено, ракета продолжает полет, предыдущая ступень летит как свободно падающее тело.

Если на предыдущей ступени имеются рулевые двигатели, разделение происходит также, но команды на разрыв связей и запуск тормозных двигателей предыдущей ступени подается при спаде тяги рулевого двигателя предыдущей ступени.

8. Конструкция элементов специального назначения
корпуса РБл

Теплозащитные днища (донную защиту), экраны, а также отражательные устройства применяют для защиты конструкции РБл при старте, в полете и при разделении ступеней от сило­вого воздействия и воздействия лучистых и конвективных те­пловых потоков струй работающих РД.

Теплозащитные днища и экраны устанавливают по нижнему торцу РБл. В процессе старта РН они воспринимают ударно-вол­новые и импульсные нагрузки, обусловленные взаимодействием струй РД с элементами стартового сооружения, а также возврат­ные тепловые потоки, а на траектории выведения – лучистые и конвективные тепловые потоки от струй работающих РД. Типо­вой пакет теплозащиты, применяемый в РН, состоит из двух слоев:

– наружного, допускающего воздействие высокой темпера­туры в течение заданного времени;

– внутреннего, имеющего низкий коэффициент теплопровод­ности.

Толщину наружного слоя выбирают с учетом обеспечения на контактной поверхности с внутренним слоем температуры, га­рантирующей его работоспособность в течение всего времени полета РН, а толщину внутреннего слоя – из условия выдерживания заданной температуры на силовой конструкции.

Теплоза­щитное покрытие соединяют с силовой конструкцией с помощью клея и дополнительного механического крепления специальными болтами, имеющими тепловую защиту головок. Швы между панеля­ми теплозащитного покрытия закладывают специальными термо­стойкими герметиками и элементами, отличающимися высокой эро­зионной стойкостью. Толщину покрытия делают переменной в со­ответствии с законом распределения теплового потока по поверхности и изменения его по времени.

В некоторых случаях конструкция донной защиты может выполняться трехслойной. Наружный слой экрана теплозащиты делают из материала с высокой отражательной способностью, например, полированной нержавеющей стали и даже позолоченными. В некоторых случаях наружный слой полностью или частично принудительно охлаждается изнутри жидкостью.

Топливные баки для жидкого водорода для снижения потерь на испарение при нахождении ракеты на ПУ и в полете покрываются теп­лоизоляцией. Даже при этом потери на испарение на стартовой пози­ции и в полете достигает до 6% в час и при этом уменьшаются темпе­ратурные напряжения в оболочке бака вследствие снижения перепада температур на внутренней и наружной поверхности оболочки.

Теплоизоляция наносится с наружной стороны бака, выполня­ется в виде сотовой конструкции из стеклопластика; соты внутри заполняются пенистым заполнителем. Соты наносятся на оболочку бака, предварительно оклеенную высокопрочным слоем КМ (на­пример, нейлоном). С наружной стороны на соты наносится слой герметизирующего КМ. Этот слой препятствует проникновению воздуха внутрь теплоизоляции во избежание фракционного сжиже­ния и образования конденсированного кислорода, существенно по­вышающего взрывоопасность. Для удаления попавшего внутрь теп­лоизоляции воздуха, полость теплоизоляции может продуваться ге­лием от начала захолаживании до старта, для чего используются системы продувки и вентиляции на СК.

Однако продувка гелием значительно ухудшает теплоизоляци­онные свойства теплоизоляции (порядка в 4 раза).

Теплозащитные экраны устанавливают в открытых хвостовых отсеках на уровне плоскости крепления РД к корпусу РН для пре­дохранения от нагрева, вышерасположенных конструкций. Применя­ют термостойкий материал с высокой отражательной способностью (например, полированные титановые сплавы). Индивидуальная за­щита элементов двигателя выполняется в виде кожухов или об­мотки термостойкой тканью (лентой).

Дата добавления: 2014-01-07