Детонаційний двигун для відведення відокремленого ступеня ракети з космічної орбіти

Анотація

Розглянуто можливі шляхи розв’язання проблеми зниження засміченості космічних орбіт відокремленими ступенями ракет космічного призначення. Основними способами відведення ступені ракети з космічної орбіти є такі: застосування гальмівної детонаційної двигунної установки; газифікація залишків палива та використання газореактивної системи для створення імпульсу гальмування; продовження роботи основної двигунної установки після розділення ступенів; використання гарпуну для захвату ступені та парусу для подальшого її гальмування; використання антиракет чи бойових лазерів для руйнування ступені на орбіті з подальшим спаленням фрагментів ступені в атмосфері Землі. Для вибору оптимального способу вилучення з орбіти відпрацьованих верхніх ступенів ракет та розгінних блоків застосовано метод арифметичної прогресії, який має певні переваги порівняно з класичним методом аналізу ієрархій та вільний від притаманних цьому методу недоліків. Отримано ранжирований ряд варіантів розв’язання проблеми за п’ятьма найбільш значущими критеріями ефективності та доведено його стійкість.        Запропоновано нову принципову схему гальмівної детонаційної двигунної установки. Спалення залишків компонентів ракетного палива у детонаційному режимі дозволяє з максимально можливою ефективністю створювати імпульс тяги, необхідний для відведення відокремленої ступені ракети з космічної орбіти. Проаналізовано характер залежності гальмівного імпульсу швидкості, швидкості входження відокремленої ступені ракети-носія до атмосфери Землі, потрібного значення величини питомого імпульсу тяги гальмівної двигунної установки (на прикладі другої ступені ракети-носія «Зеніт») від величини кута входження до атмосфери.        Отримано нову аналітичну залежність, яка пов’язує величину тяги та питомого імпульсу тяги детонаційного двигуна з визначальними параметрами процесу детонації. Проведено обчислювальний експеримент та здійснено порівняння отриманих результатів з результатами розрахунку величини питомого імпульсу тяги за допомогою нової формули для паливних композицій на основі кисню, а також з відомими експериментальними даними та даними чисельного моделювання інших авторів. Використання результатів дослідження дозволяє здійснювати оперативну оцінку проектних параметрів детонаційного двигуна на етапі розгляду технічних пропозицій.