FIELD: missiles.SUBSTANCE: invention relates to nose fairing (NF) of carrier rocket (CR), which is burnt after separation from CR at atmospheric section of launching trajectory. NF is a three-layer structure of polymer composite materials in form of a two-wing shell of variable curvature, comprising external and internal bearing layers of material consisting of binder and carbon tape (MBL). Filler arranged between outer and inner load-carrying layers of NF consists of high-energy material and plastic intended for release during combustion of required amount of heat, determined from MBL heating conditions to its ignition temperature. Filler material (FM) is selected based on a mixture of high-energy material, such as a mixture of potassium chlorate or potassium perchlorate. Powder of magnesium, aluminum, titanium, or their alloys, which retain their thermophysical characteristics, including ignition temperature, strength at all stages of its life cycle, are selected as powdered metal, including preparation of material for making aggregate and entire three-layer structure of NF, as well as in section of trajectory of CR launching and trajectory of NF launching after separation from CR. MBL material is selected from the condition of simultaneous ignition of binder and plastic, in form of composite polymer material such as carbon fiber, in particular carbon tape and binder, having a close ignition temperature in range of 700–800 °C.EFFECT: technical result consists in enabling combustion of NF during movement along trajectory of descent in layers of atmosphere, elimination of fact of NF falling to surface of Earth and thus exclusion of need to allocate area for their fall.1 cl
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.
NOSE FAIRING OF CARRIER ROCKET
ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
2019-11-06
Patent
Electronic Resource
Russian
NTIS | 1978
|