устройство для интенсификации плазменного следа космических объектов

Формула изобретения

Устройство для интенсификации плазменного следа космического объекта, характеризующееся тем, что кромка днища космического объекта выполнена со скосом, расположенным под углом 0-90° к образующей боковой поверхности корпуса, в днище со стороны скоса выполнены конусообразные углубления, в каждом из которых закреплен конусообразный элемент с плазмообразующим составом, охватываемый разрезной пластиной из материала с термомеханической памятью формы, с прикрепленным к ней теплозащитным покрытием на основе асбеста, толщина которого возрастает от одного элемента к другому в пределах каждой из полуокружностей днища.

Описание изобретения к патенту

Разработка относится к ракетно-космической технике и, в частности, к способам изменения и усиления сигнальных характеристик элементов космических объектов и ракет при входе их в атмосферу Земли.

Интенсификация плазменного следа космических объектов и головных частей ракет в атмосфере является важной задачей, поскольку это позволяет отслеживать их движение заблаговременно и на больших расстояниях, а по оптическим и радиолокационным характеристикам спутного следа уточняется траектория движения этих объектов и определены расчетные точки падения их. Это важно для своевременного их обнаружения после приземления для скорейшего получения научно-технических результатов полета в космосе (получение для обработки фотоснимков Земли, данных мониторинга земной поверхности, результатов работы бортовых систем и пр.).

В настоящее время известны два основных способа ионизации пространства, применяемых в научных и технических целях:

- распыление и сжигание легкоионизируемых элементов (цезия, натрия и т.д.),

- высотные ядерные взрывы, которые в мирное время не реализуемы.

Физические принципы изменения электрических свойств среды с помощью искусственной ионизации пространства основаны на явлениях поглощения, отражения и преломления электромагнитных волн в плазме.

Как известно из электродинамики, отражение электромагнитных волн имеет место во всех случаях, когда макроскопические параметры неоднородности отличны от соответствующих параметров среды, в которой распространяются радиоволны. По этой же причине имеет место и преломление радиоволн.

Таким образом, для обеспечения значительного отражения радиоволн ионизированными образованиями необходимо локальное изменение макроскопических параметров среды. Применение указанных макроскопических параметров в качестве электрических характеристик среды допустимо, если среднее расстояние d между частицами, образующими среду, много меньше длины волны (d<< ), т.е. когда для падающей и распространяющейся волн среда представляется сплошной.

Коэффициент преломления n ионизированной среды (локальной неоднородности) без учета влияния магнитного поля Земли приближенно определяется следующей формулой:

Здесь f - несущая частота в герцах;

N - число электронов в одном кубическом метре.

При достаточно высокой концентрации электронов радиоволны могут полностью отражаться от ионизированной области (полное внутренне отражение). Критическая частота, соответствующая полному отражению радиоволн, определяется из условия n=0, отсюда следует, что для получения полного отражения от ионизированной области колебаний с несущей частотой f необходимо иметь концентрацию электронов:

Например, для волны =3 см получаем N=10¹⁸ э/м³.

Чтобы обеспечить заданную концентрацию электронов (N), необходимо иметь мощные источники ионизации (пороговая концентрация электронов, необходимых для визуального обнаружения ионизации, равна 10 ¹⁷-10¹⁸ электронов на один кубический метр).

С достаточной точностью можно считать, что необходимая мощность источника ионизации равна

I= N²,

где - коэффициент рекомбинации электронов, равный у поверхности Земли примерно =10^-12 см³/(с· э).

При N=10 ¹⁸ э/см³ и =10^-12 см³/(с· э) мощность источника ионизации должна быть I=10²⁴ э/(м³· с) или I=10¹⁸ э/(см³· с).

(Вакин С.А., Шустов Л.Н. Основы радиопротиводействия и радиотехнической разведки. - М.: Сов. радио, 1988 г.)

Иными словами, для создания ионизированной области с концентрацией 10¹⁸ электронов на один кубический метр источник ионизации должен в одну секунду создавать 10²⁴ электронов в кубическом метре. Такая высокая концентрация электронов может быть кратковременно создана при ядерных взрывах или при одновременном сгорании больших количеств легкоионизирующихся элементов, например цезия и др.

В связи с тем что на конечном участке траектории полета космических объектов оптические и радиолокационные средства имеют возможность регистрировать сигнальные характеристики как испытываемых объектов, так и спутного (плазменного следа), актуальными для улучшения условий наблюдения являются вопросы целенаправленной интенсификации сигнальных характеристик космических объектов и спутного следа в плотных слоях атмосферы.

Задачей изобретения является повышение эффективности искусственной ионизации плазменного следа космического объекта при его полете в плотных слоях атмосферы.

Указанная задача достигается устройством для интенсификации плазменного следа космического объекта, характеризующимся тем, что кромка днища космического объекта выполнена со скосом, расположенным под углом 0-90° к образующей боковой поверхности корпуса. В днище со стороны скоса выполнены конусообразные углубления. В каждом из углублений закреплен конусообразный элемент с плазмообразующим составом, охватываемый разрезной пластиной из материала с термомеханической памятью формы, с прикрепленным к ней теплозащитным покрытием на основе асбеста. Толщина покрытия возрастает от одного элемента к другому в пределах каждой из полуокружностей днища.

Предлагаемое устройство представлено на фиг.1 и фиг.2. На фиг.1 представлено расположение устройства на корпусе космического объекта. На фиг.2 изображена схема “отстрела” плазмообразующего элемента.

На скосах 1 (фиг.1) днища корпуса 2 космического объекта выполнены конусообразные углубления 3, в которых размещены конусообразные элементы 4, содержащие спрессованную смесь соединений цезия, например C₈Cs₅, и экзотермического вещества. Элементы 4 охватываются согнутыми в форме треугольника пластинами 5, выполненными из материала с термомеханической памятью, например из сплава никеля и титана HT-1. При этом пластина обладают “памятью” формы в виде дуги, выгнутой в обратную сторону по сравнению с формой “заневоленной” пластины в виде треугольника.

Изогнутые пластины 5, охватывающие по образующим элементы 4, установлены в углублениях 3 таким образом, что разрезное основание пластины прилегает к основанию конусных элементов 4 и находится с наружной стороны скосов 1 днища космического объекта. В свою очередь, конусообразные элементы 4 установлены в углублениях 3 таким образом, что угол между плоскостью основания элементов 4 и образующей боковой поверхности космического объекта составляет 0-90° .

К основаниям выгнутых в форме треугольников пластин 5 приклеено теплозащитное покрытие 6, например, в виде слоев асбеста различной толщины, таким образом, что толщина покрытия на пластинах возрастает от одного элемента к другому в пределах одной половины окружности среза днища. При этом распределение толщины теплозащитного покрытия на элементах другой половины окружности среза днища осуществлено таким образом, что симметрично расположенные пластины 5 имеют одинаковую толщину теплозащитного покрытия.

Устройство работает следующим образом. При входе в атмосферу космического объекта на высотах порядка 70-63 км за счет аэродинамического торможения возникает ударная волна, температура во фронте которой достигает тысячи градусов. Величина теплового потока на донную часть космического объекта зависит от его формы, а также от времени движения в атмосфере и, соответственно, от высоты полета. Расчеты и экспериментальные данные показывают, что полный тепловой поток на днище за время около 20 с может достигать ~1400 ккал/м ².

Под воздействием тепла происходит прогрев слоев теплозащитного покрытия на пластинах 5 и последующий нагрев материала самих пластин. При достижении температуры, например, ~100° С пластины резко восстанавливают форму “памяти”, выпрямляясь и выгибаясь в обратную сторону, разрушают клеевое соединение и “выстреливают” элементами 4 в строну фронта ударной волны 7. При этом происходит последовательное попарное отделение симметрично расположенных элементов 4, начиная с элементов, покрытых наименьшими по толщине слоями теплозащитного покрытия, что предельно снижает возможный реактивный момент отделения, который мог бы нарушить устойчивость космического объекта при малых его размерах.

Элементы 4, включающие в себя экзотермическую смесь, при нагреве в струе раскаленных газов до температуры (400-500)° С возгораются и при дальнейшем горении поднимают температуру смеси во фронте горения до ~2200 К, при которой происходит интенсивная ионизация паров с выделением электронов, поступающих во фронт ударной волны.

Отражение электромагнитных волн от плазменного следа космического объекта возможно, когда частота РЛС (f_с) будет меньше плазменной частоты объема газа (f_n), то есть f _c<f_n. При этом f_n определяется из выражения (см. Великантов В.Д. и др. Радиотехнические системы в ракетной технике. - М.: Воениздат, 1974, с.203)

где N_e - концентрация электронов в плазменном следе.

При скорости входа в атмосферу, соответствующей числу Маха М 15...20, концентрация электронов в плазменном следе будет на уровне N_e=(10¹²...10¹³) см ^-3. При этих данных f_n 2,7· 10¹⁰ Гц, то есть _n 1 см. Поэтому плазменный след от космического объекта должны обнаружить РЛС с длиной волны >1 см.

В то же время, если увеличить концентрацию N _e в плазменном следе, то имеется возможность создать протяженное интенсивное плазменное образование. При этом достигаются две цели: во-первых, так как по интенсивности плазменного следа РЛС определяют высоту объекта, то создается возможность наблюдения полета космического объекта на большей высоте. Во-вторых, из-за турбулентности плазменного следа возникают отдельные сгустки, находящиеся на значительном расстоянии от объекта и имеющие ЭПР больше, чем объект, при этом РЛС переключается на их сопровождение.

В качестве плазмообразующих составов могут быть, например, использованы смеси, включающие соединения цезия, натрия и углерода. Эти смеси имеют плотность 2,3 г/см³, обеспечивают выход электронов при ионизации ~ 2· 10¹⁹ электр./г при расходе смеси, например, на высоте 50 км - (5-6) г/с, на высоте 40 км - 10 г/с, на высоте 30 км - 15 г/с.

В качестве элементов выбрасывания в устройстве использованы пластины из сплава никелида титана TH-1. У этого сплава стадия мартенситных превращений (фиксирование памяти формы) происходит при температуре ~ 500° С и выдерживании при этой температуре в течение 50 мин. Изогнутые в форме треугольников пластины из этого сплава восстанавливают форму при температуре 80-100° С (СССР, а.с. №244427, F 16 В 19/06, 1986).

В соответствии с фиг.1 пластины 5, имеющие, например, форму равнобедренного треугольника с разрезом на середине основания, при нагреве последовательно выпрямляют изгибы при основании и в вершине. При этом усилие восстановлении формы для сплава TH-1 достигает 40 кг/мм², что обеспечивает разрушение клеевых соединений и “выстреливание” элементов 4 в направлении, перпендикулярном поверхности скосов. В случае, если угол между плоскостью основания элементов 4 и образующей боковой поверхности космического объекта составляет 0° , обеспечивается наиболее быстрое попадание элементов во фронт ударной волны. При углах, меньших 0° , выбрасывание происходило бы навстречу движению космического объекта, что затруднило бы движение элементов к ударной волне. При угле между основанием элементов 4 и боковой поверхностью космического объекта, равном 90° , отстрел элементов происходит по направлению, параллельному боковой поверхности космического объекта, что приводит к задержанию момента попадания элементов в наиболее разогретые слои плазмы. При дальнейшем увеличении угла (>90° ) происходит существенная задержка момента загорания вводимых элементов 4. Поэтому оптимальный диапазон углов установки элементов выбран (0-90)° .

Как показывают наблюдения, в плотных слоях атмосферы тепловой поток на днище космического объекта нарастает неравномерно. Поэтому для расчета толщины теплозащитного покрытия, например, для “срабатывания” одного из элементов к высоте 46 км справедливы следующие соотношения:

Q_тn=m₁c₁ T₁+m₂c₂ T₁,

где Q_тn - тепловой поток на донную часть при снижении космического объекта до высоты 46 км,

m₁, m₂ - масса теплозащитного покрытия и пластины с термомеханической памятью соответственно,

c₁, с₂ - удельная теплоемкость теплозащитного покрытия и пластины соответственно,

T₁ - температура нагрева теплозащитного покрытия и пластины.

В свою очередь, масса m₁ теплозащитного покрытия определяется зависимостью:

m₁=V _{1 1}=l_{1 1 1},

где V₁ - объем материала теплозащитного покрытия; ₁ - плотность материала теплозащитного покрытия; l ₁, ₁ - длина и толщина соответственно.

Исходя из этих зависимостей регулирование моментов “отстрела” элементов осуществляется подбором толщины теплозащитного покрытия с заданными теплоизоляционными свойствами

где Q_тn определяется к заданному времени t _(c) срабатывания элементов устройства, например, на высотах 55, 50, 45, 35 км.

В соответствии с приведенными зависимостями толщины теплозащитного покрытия на основе асбеста (CaO· 3MgO· 4SiO₂), нанесенного на пластины и основания сгораемых элементов, лежат в пределах 1-5 мм. При этом отстрел элементов происходит последовательно на высотах 60-35 км.

Следует при этом отметить, что для различных типов космических объектов свойственны различные параметры входа в атмосферу и соответственно обусловлены различные тепловые потоки на днище. Поэтому возможны вариации толщин теплозащитного покрытия за счет изменения геометрических размеров пластин из сплава с термомеханической памятью формы, а также вариаций режимов термообработки сплава или изменений его химического состава. В этом случае диапазон срабатывания пластин может быть определен в пределах, например, 100-300° С.

Таким образом, эффективность работы заявляемого устройства обусловлена следующими критериями:

- автоматическим срабатыванием плазмообразующих элементов при воздействии тепловых потоков к заданному моменту времени на определенной высоте полета космического объекта;

- отсутствием влияния способа установки устройства на аэродинамические качества космического объекта;

- минимальным воздействием факта отстрела плазмообразующих элементов на устойчивость космического объекта в полете, поскольку симметрично установленные элементы отстреливаются одновременно, а энергия прогиба пластин расходуется практически только на выталкивание плазмообразующих составов;

- быстрым загоранием плазмообразующих составов за счет направленного выталкивания их в высокотемпературную плазму, т.е. под углом к направлению движения космического объекта.