CC BY
68
УДК 536.42
РАЗРАБОТКА МЕТОДИЧЕСКИХ ПОДХОДОВ К ЗАДАЧЕ СЖИГАНИЯ ГОЛОВНЫХ ОБТЕКАТЕЛЕЙ РАКЕТ ПРИ ИХ СПУСКЕ В ПЛОТНЫХ СЛОЯХ АТМОСФЕРЫ
В. К. Трушляков. Д. ЕО. Давыдовнч
Омский государственный технический университет, с. Омск, Россия
Аннотация - Рассмотрены альтернативные технические решения для снижения плошадеи районов паления створок головных обтекателей (СТО) ракет-носителей (РП), в том числе, на основе технологии аэродинамических .манёвров (различные шиы парашки ныл смоем) и сжшание СТО с исиилыованием uupoiexHuiecKux сооавов (ПС). Приведена постановка задачи исследования иарамиров движения СТО. ею leu.ioBuio ширужения и ирочносш в иродессе ею движения на .« i мосферно.м учаоке ipaeKiopuu cuvска нри иодвелеиии диио.шикмьиой leuioiBi 01 инициированной ПС. Приведены .пахе.матческие методы а модели для решения сформулированной задачи, которые будут использованы на последующем л аие исследований.
Ключевые слово: головной обтекатель, пиротехнические составы, аэродинамика, термопрочность головного обтекателя
I. ВВЕДЕНИЕ
Проблема снижения экологического воздействия пусков РН на окружающую среду язляется одной из важнейших з практической космонавтике, в частности, наличие значительных площадей районов падения отделяющихся частей отработанных ступеней РН. СТО. Посте каждого пуска РН в районах падения проводятся работы по поиску отделившихся частей. СГО. их разделка и вывоз в места складирования с последующей утилизацией н т.д.. что приводит, кроме нанесения ущерба окружающей среде и экономической деятельности хозяйствующих субъектов региона, дополнительную социальную напряженность. Стоимость работ в районах падения. поддержание в готовности соответствующих технических служб значительна, что в конечном итоге ложится на стоимость пуска РН.
Б настоящее время известны технические решения, обеспечивающие практически полное отсутствие районов падения отработанных ступеней РН, например, проводящиеся лётно-конструкторские испытания по мягкой поездке отраоотанных первых ступеней РН США «Фатксн-9» [1]. космического корабля «Шеппард> [2]. проект «Россиянка» [i]. H стадии разработки проект «Ьайкал» [4]. где рассматривается обеспечение управляемого аэродинамического спуска отработанной ступени РН «Ангара» в заданный район, в частности, на космодром.
Имеете с тем использование технологий снижения площадей районов падения отраоотавших ступеней РН Ll—4J не решает проблемы районов падения СГО. площади которых в 3-5 раз превышают площади районов падения отработанных ступеней ?Н. В качестве примера сложизшейся ситуации по районам падения СГО можно привести современную РН кЗениг»: при пусках с кссмодромов Байконур. Плесещ их площади достигают до 6000 ев. км для каждой трассы пуска. Такие размеры площадей районов падения СГО обусловлены динамикой неуправляемого полёта на атмосферном участке траектории их спуска что. в свою очередь, зызвано случайным характером углового положения СТО, его конструкцией.
На рис. 1 приведены типовые конструкции головных обтекателей РН. размеры которых могут превышать диаметры ступеней РН (например, для РН семейства «Союз»), а по высоте до 10 м и более. Для изготовтения современных головных обтекателей РН используют композиционные полимерные материалы, представляющие собой трёхслойную конструкцию, состоящую из алюминиевых сот, покрытой с обеих сторон углепластиком •рис. 2).
Рис. 1 Типовые варианты створок головных обтекателей
Рис. 2. Трехслойная панель с ячеистым наполнителем
Проведенный патентно-информационный поиск выявил несколько направлений разрабо-ок, направленных на снижение площадей районов падения СГО. для современных PH. Их можно разделить на два основных направления:
- аэродинамическое торможение с использованием различных парашютных систем;
- сжигание головного обтекателя при егс движении на траектории спуска в плотных слоях атмосферы.
К первом}' направлению относятся: воздушно-космическая парашютная система [5]; управляемое отделение заглушек от конструкции обтекателя [б]: парашютная система, состоящая из тормозного парашюта и пара-ппота-Ерыла [7]: парашютная система, состоящая из тормозного парашюта и основного купольного парашюта [7] и т.д.
Применение воздушно-космической парашютной системы заключается в обеспечении ориентированного входа СГО в плотные слои атмосферы с одновременным гашением гиперзвуковой скорости снижением аэродинамического н теплового нагружения на конструкцию СГО с целью предотвращения разрушения, начиная с момента отделения от РН и до момента приземления, а также последующей эвакуации. каЕ целого объекта с места приземления [5].
Применение отверстий в конструкции СГО. закрытыми крышками, с возможностью их отделения в полете заключается в обеспечении устойчивой стабилизации СГО. обеспечение стабилизирующего момента без привлечения внешних средств стабилизации, путем снижения аэродинамического качества [б].
Применение парашютной системы, состоящей из тормозного парашюта и парашюта-крыла, предполагает схему спасения в воздухе. Тормозная система имеет стабилизационное назначение, а также обеспечивает развертывание основного парашюта-крыла. Парашют-крыло обеспечивает низкую скорость снижения, а также придает горизонтальную скорость, тем самым увеличивается время для вертолетного захвата и спасения в воздухе [7].
Применение парашютной системы, состоящей из тормозного парашюта и основного купольного парашюта, предполагает схему спасения в море. Тормозной стабилизирующий парашют используется для гашения гиперзвуковой скорости спуска СГО в атмосфере. Основной парашют обеспечивает необходимое аэродинамическое сопротивление, чтобы замедлить скорость полёта СГО до приемлемой скорости спуска. Плавсредства (буи) не позволяют СГО затонуть, поддерживая ее на поверхности воды до прибытия спасательного судна [7].
Предварительный анатнз вышеприведённых технологических, схемных и проектне-конструкторских решений. показал, что направление, основанное на аэродинамическом тэрможенин. имеют как минимум одну общую особенность - использование парашютной системы. Все технические решения имеют сложную конструкцию. системы спасения, размещаемую внутри головного обтекателя. Сложно обеспечить достаточную надежность развертывания таких систем, учитывая аэродинамические особенности спуска в атмосфере. Использование самолётов, вертолётов, морских судов, систем поисез. наличия благоприятных погодных условий, большого штата сотрудников обслуживающего персонала и т.д. всё это приводит к высоким экономическим затратам. Такие системы существенно удорожают стоимость послепусковых работ и. соответственно, стоимость пуска PH.
Второе направление предусматривает радикальное решение проблемы районов падения путём реализации сжигания СГО при спуске в плотных слоях атмосферы по аналогии стирания фра! мена ив стуле ней РН и космических аппаратов. входящих в атмосферу Земли со скоростями более 7 км/с [8. 9].
В связи с особенностями диламшел полёта СГО па атмосферном участке траектории спуска narpeD СТО су щественно ниже, чем при движении в составе РН на участке выведения. 'Это приводит к тому, что для обеспечения ттропесгя горения СГО и кислороде набегающего воздушного потока необходимо дополнительная подача тепла, которая бы обеспечила разогрев СГО до температуры горения материала конструкции СГО в присутствии атмосферного кислорода. В качестве дополнительного источника тепла предлагается рассмотреть пиро-
технические составы (ПС), размещаемые в конструкции СГО. Инициирование ПС осуществляется при входе в слон атмосферы
Б качество ПС возможно использование смесей с порошкообразным металлом, одним или несколькими например, с порошками магния, алюминия, титана или их сплавов, а также солен ели оксидов металлэв: хлорат калия, перхлорат калия, оксид меди и другие. Использование того еле иного состава ПС. его количества зависит от необходимого повышения температуры. требуемой для полного сгорания СГО на атмосферном участке траектории спуска.
Расположение ПС в конструкции СГО зозможно в двух вариантах. Первый заключается з расположении порошкообразной смеси непосредственно в сотах трехслойной конструкции СТО. Второй вариант предполагает использование клелших составов для приклеивания ПС в виде пластин на внутренней поверхности СТО [8.9]
Предлагаемое направление уменьшения площадей районов падения СГО кардинально решает эту проблему, позволяет выбирать оптимальные программы тангажа РП без учёта требований ло обеспечению падения СГО в конкретные выделенные райовы падения, отказаться от выделения районов падения и проведения раоог по поиску. разделки и выьоза СГО в места складирования и утилизации. В конечном итоге это даёт существенное снижение стоимости эксплуататтии РН снижение жономячегт и годиаляных вопросов с регионами и которых располагаются районы падения.
П. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЙ
Предлагаемая технология снижения площадей районов падения СГО является уникальной и не имеет аналогов. соответственно, отсутствуют методические лодходо к её комплексному решению, хотя отдельные части этой задачи имеют эффективные методы решения и реализованные программные продукты [1С].
К проблемным вопросам, требующим проведение дополнительных исследований, относятся:
- анализ термодинамического нагружения конструкции СГО. в том числе и с учётом тепловых притоков от ПС при случайном характере полёта на всём атмосферном участке траек-орин спуска;
- выбор эффективного ПС для сжигания конструкции СГО в условиях полета;
- разработка математической модели термопрочностн конструкции СГО при горении ПС в продессе полета СГО на атмосферном участке траектории спуска.
Для реаличагин предлагаемой технологии необходимо доставить к конструкции СГО необходимое количество тепла, выделяемое при сгорании ПС О^ в заданном интервале времени полета (ад) на траектории спуска для обеспечения его сгорания в кислороде набегающего потока воздуха за .заданно*» зремя А^, при атом масса элементов конструкции, обеспечивающая сжигания конструкции СТО. включая ПС . была не более за-
данной:
[<?„,.. (/,./,). 0>
Для рассмотрения возможных диапазонов термодинамического нагруження С1 О при движении в плотных слоях атмосферы из-за случайного характера полёта СТО предлагается определить границы нижнего и верхнего термодинамического нагруження СГО-
[(ха. Уа). <?„]„«. [IX. О. СУ™,, (2)
где: Ха, Уа, 0.а - аэродинамические силы, тепловое нагружение. денств\тощие на СТО.
Задача выбора эффективного ПС из существующих. обеспечиваюшего довегения температуры СГО для горения на атмосферном участке траектории спуска, предусматривает разработку математической модели процесса юрения. выбранною ПС, в шм числе. 1 силовые ириюки в зависимоехк ох карам? хров окружающей среды. краевых условий контакта ПС и О О:
ЙкОМОЬ (3)
1 де. (^и-, И, V, 5 - 1 садовой похик од юряшею /-хо ПС. координахы и с&иршти движения СТО. краевое условие контакта ПС по поверхности конструкции СЮ. соответственно. Эта зависимость определяет теплопритоки от ПС в зависимости от внешних условий (давление, наличие кислорода, унос тепла набегающим потоком воздуха). краевых условий размещения ПС по поверхности конструкции СГО.
Разработка математической модели термодинамического нагруження конструкции СТО при горении ПС предусматривает оценку прочностных характеристик С1 О. в том числе критерии разрушения:
[Г(<гзс, К, V,5), Л/(<?ПС1 Я, V,5)] > [Г,ЛГ]разр (4)
где: Т, N — тангенциальные и нормальные силы, возникающие в результате теплового и аэродинамического воз-ДСЙСТВИХ в коне хрукдди СГО
Таким образом, постановку задачи разработки методических подходов по сжиганию СГО можно с формулировать следующим образом:
Необходима разработка математических моделей (2) - (4) при ограничениях (1) с последующей их совместной численной реализацией с привлечением суперкомпьютера типа 1хЛе1 Хеои. с общей производительностью не менее 1 терафлоп.
Ш. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ РЕКОМЕНДАЦИИ ПО ВЫБОРУ КЕТОДИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ
Б настоящее время интенсивно рассматриваются задачи практической космонавтики, связанные с входом обьектов в атмосферу с гиперзвуковымн скоростями и деградацией материалов конструкций объектов, в том числе, спасаемых полезных нагрузок, отработанных ступеней ракет и другого космического мусора от аэродинамического и теплового нагружения [112, 13].
Значительная часть исследований направлена на обеспечение безопасности возвращаемых объектов, в том числе и обитаемых, что достигается использованием современных композиционных полимерных материалов, различных абляционных покрытий [14, 15,16].
Исследований по обеспечению сжигания обьектов при входе в атмосферу с гиперзвуковыми скоростями не выявлено, таким образом, имеет место обратная задача традиционным исследованиям, направленным на повышение термопрочности конструкций при входе в атмосферу с гиперзвуковыми скоростями [14. 15].
Общим методическим подходом в этих задачах является определение прочности конструкции ЛА как функции от термодинамического нагружения. обусловленного набегающим атмосферным потоком. В рассматриваемом классе задач, кроме учёта вышеупомянутых факторов воздействия, присутствует дополнительный тепловой приток, обусловленный горением ПС.
Кроме этого, необходимо исследовать:
- условие сгорания СГО. выполненного из ПКМ;
- условие разрушения (диспергирования) СГО:
Установка выбранного ПС на СГО. процесс его зажигания и горения требует дополнительного анализа ряда условий:
- влияние граничных условий (давление окружающей среды и состав кислорода, набегающий поток воздуха. утлы атакн. схемы размещение в конструкции СТО) на параметры процесса геплопрнтоков от ПС к конструкции СТО;
- физико-химические свойства выбранного ПС, к т.д.
В конечном итоге необходимо решение совместной системы уравнений аэро- и термоддшамики. термопрочности ПС с учетом горения ПС.
Итогом решения задачи является определение прочности СГО при различных вариантах размещения ПС
К выбору математических моделей
Траектории движения СТО включает в себя две области:
- область свободномолскулярного движения, что соответствует высотам более 70- 80 км над поверхностью Земли:
- область сплошной среды, что соответствует высотам менее 70 км.
В настоящее время для моделирования обтеиания летательных аппаратов в атмосфере используют в основном метода, основанные па решешш уравнений Навье Стокса [7]. преимуществешю для сверхзэуковых тече ний и методы с применением решеточных уравнений Больцмана в случае трансзвуковых и дозвуковых режимов обтекания [7]. Для режимов свободномолекулярного движения молекул, соответствующих высотам более 100 км над поверхностью Земли, прибегают к использованию методов Монге-Карло [17].
В связи с тем. что ежпгашге СГО предлагается с использованием кислорода воздуха, что соответствует вы сотам менее 70 км, принимается математическая модель сплошной среды, описываемая уравнениями Навье-Стокса, для сверхзвуковых режимов обтекания и метод решеточных уравнений Больцмана - для дозвуковых режимов обтекания.
В допелиепне к методам прикрепляются модели турбулентности. На сегодняшний день наиболее актуаль ной для данного класса задач является ЗБТ модель Ментера [18].
Также нельзя неучитывать динамику полета СГО. с учетом его термодеструкции на атмосферном участке траектории спуска, подобная задача описана на примере полета фрагментов космического мусора в атмосфере [19].
Для формирования полной системы уранений. в соответствии с постановкой задачи (1)-(4), к аэродинамической системе уравнений следует присоединить уравнения тепло- к массобмена. с учётом горения ПС игермсмпрочности конструкции СТО
IV. РЕЗУЛЬТАТЫ И ОБСУЖДЕНИЯ
К полученным результатам следует отнести:
- проведенный анализ разрабатываемых систем спасения СГО и выбор конкретной технологии коордннального снижения площадей районов падения СГО на основе их сжигания;
- проанализированы специфика рассматриваемого класса задач и возможные методы их решения, в том числе, по тепловому и аэродинамическому нггруженик объектов, входящих в атмосферу с гиперзвуковой скоростью, а также движущихся объектов с дозвуковой скоростью;
- сформулирован состав системы сопряженных уравнений, включающих уравнения, описывающие, движение объектов при входе в атмосферу, теплового нагружения. прочности и термодеструкции полимерных композиционных материалов.
V. ВЫВОДЫ
1. Проведен анализ существующих технологий снижения глошадей районов падения СГО. и выбрана технология. основанная на сжигании СГО при движении на атмосферном участке траектории спуска.
2. Для обеспечения условий ежнгашм СГО предлагается использование пиротехнических составов, выбор которых и методы их установки в конструкцию СТО представляет собой самостоятельную задачу.
3. Методологической основой решения данной задачи явлжмея исио-ьзованис системы сопряженных уравнений. описывающих аэродинамические, термопрочностные и термодеструкционные процессы, происходящие вС1 О при горении пиротехнических смесей.
4. Численная реализация предложенной сопряженной системы уравнений, описывающей процесс сгорания СГО, будет осуществляться на следующем этапе исследования.
Исследования проводились при поддержке гранта РНФ по проекту «Разработка научно-технических основ сжигания отделяющихся ягеметпгт конструкций ракет космического налначечия г целью снижения площадей районов их падения» Соглашение № 16-19-10091 от 18.052016 г.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Falcon 9 attempts océan platform landing. URL: wi^v.spacex.comnews^O^n/l'S/x-marks-spot-falcon^-attempts-ocean-platform-landing (дата обращения 20.04.2016).
2. The New Shepard system. URL: https:,7\\4\4v.blueorigin.con-./teclmology (дата обращения: 20.04.2016)
3. Ракета носитель «Россиянка». URL: httpV'makeyev.iu/rocspace/rossiyanka/ (дата обращения: 20.0/1.201б).
4. Многоразовый ускоритель «Байкал». URL: http://npo-mclniya.ru/uskoritel-baikal (дата обращения: 20.04.2016).
5. Лат. 2495802 Российская Федерация. МПК В 64 G 1/62. Спссоб применения парашютной системы для спасения отработанных ступеней ракет-носителей или их частей и спускаемых космических аппаратов / Гвоздев Ю. Н.. Иванов П. И.. Мехоношин Ю. Г.. Чижухин В. Н.. Юшков В. А. № 2011109914/11: заявл. 17.03.11; опубл. 20.1С. 13. Бюл. .Y® 29.
6. Лат. 2223896 Российская федерация. МПК В 64 G 1/62. Отделяемый от гиперзвукового летательного аппарата элемент, обладающий аэродинамическим качеством / Болотин В. А.. Никитин Н. Д..У2 2002121981/11; заявл. 12.08.02; опубл.20.02.04. Бюл. Jfo 5.
7. Wiesendanger A. RUAG Reusable payload foiring: 32^ National space symposium H Colorado Springs. US. April 11-14.2016.
8. Trushlyakov V., Lempert D., Zarko V. The use of thermite-incendiary compositions for biiming of fairing of space launch vehicle. Использование термитно-зажигательных смесей для сжигания обтекателей ракет космического назначения // New Tiends ш Research of Energetic Materials: 18л international seniinarPardubice. Czech Re-public. April 15-17.2015. Vol.2P. 901-904.
9. Лат. 2581636 Российская Федерация. МПК F 42 В 10/46 В 64 G 1/64. Головной обтекатель ракеты. Труш-ляков В. И. [и др.]. № 2015105466/11; заявл. 17.02.15; опубл. 20 04.16, Бюл. №11.
10. Dinitrienko Y. Thermal stresses and heat-mass transfer in ablating composite materiaIs // International journal ofheat and mass transfer. 1995. Vol. 38. no. 1. P. 139-146.
11. Michael A. Shoemaker, Jozef C'. van dei Ha. Shinsuke Abe. and Kazuhisa Fujita. Trajectory Estimation of the Hayabusa Spacecraft during Atmospheric Disintegration H Journal of Spacecraft and Rockets.2013. VoL 50, no. 2. P. 326-336.
12. B. Fritsche, H. Klinkrad. A. Kashkovsky, E. Grinberg. Space craft disintegration during uncontrolled atnios-pheric Re-entry It Acta Astronautica. 2000 Vol. 47, no.2. P. 513-522.
13. Balakrishnan Deependran. Kurian Job.Material Thermal Degradation Under Reentry Aerodynamic Heating // Journal of Spacecraft and Rockets.2014. Vol. 51. no. 4. P. 1319-1328.
14. Manu. J, G. Roy N= Vinod Dr.Mathews. Thermo-Structural Analysis of Thermal Protection System for ReEntry Module of Human Space Flight // International Journal of Science. Engineering and Technology Research. 2016. VoL 5, no.l.P. 125—137.
15. Tetsuya Yarnada. Yoshifumi Inatani. Ken'ichi Hirai. Thermal Responses of Ablator for Reentry Capsules with Superorbital Velocity // The Institute of Space Astronautical Science. Report SP. 2003. No. 17.P. 201-215.
16. Ayasoufi Anahita. Rahniani Ramin. Roy Gary Cheng .Koomullil and Kshitij NeroorkarNumerical Simulation of Ablation for Reentry Vehicles // 9th ALAA/ASME Joint Therniophysics and Heat Transfer Conference. San Francisco. California, 200(5.
17. Mazzaracchio Antonio, Marcherti Mario. A probabilistic sizing tool and Monte Carlo analysis for entry vehicle ablative thermal protection systems fi Acta Astronautica. 2010. Vol. 66. P. 821-835.
18. Menter F. R.. Kuntz M., Langtrv R. K.. Nagano Y., Tuunners M.Ten years of industrial experience with the SST turbulence model, turbulence, heat and mass transfer 4. ed. Hanjalic H Begell House, Inc. 2003. P. 625—632.
19. Ashish Tewari. Entry Trajectory Model with Therruomeclianical Breakup // Journal of Spacecraft and Rockets 2009. VoL 46. no. 2.P. 299-306.
