CC BY
8Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск № 71
www.mai.ru/science/trudy/
УДК 536.24
Исследование характеристик теплозащитного покрытия аэроупругих тормозных устройств спускаемых в атмосфере планет аппаратов
1* 2** 1*** 2 Алифанов О.М. , Иванков A.A. , Нетелев A.B. , Финченко B.C.
1 Московский Авиационный Институт (национальный исследовательский
университет), МАИ, Волоколамское шоссе, 4, Москва, А-80, ГСП-3, 125993, Россия
Научно-производственное обьединение им. С.А. Лавочкина, Московская область,
Химки, ул. Ленинградская, 24, 141400, Россия
*e-mail: O.alifanov@ yandex. ru
* *e-mail: ival @ laspace. ru
* * *e-mail:netelev @ mai. ru
Аннотация
Приведена математическая модель, реализованная в программном комплексе (ПК) для определения конструкционных параметров теплозащитных покрытий (ТЗП) аэроупругих, в частности, надувных тормозных устройств (НТУ) спускаемых аппаратов (СА) предназначенных для спуска на поверхности планет с атмосферой. Приведен пример расчета тепловой нагрузки и динамики прогрева абляционного ТЗП.
Ключевые слова: спускаемый аппарат, надувное тормозное устройство, теплозащитное покрытие, траектория, абляционные материалы
Введение
В сфере внимания отечественных [1-8] и зарубежных [9, 10] специалистов, занимающихся проектированием космической техники нового образца, находятся исследования аэротермодинамики перспективных спускаемых в атмосферах планет
аппаратов, для эффективного торможения которых используются аэродинамические и теплозащитные экраны, частично [11, 12, 13] или полностью [14], выполненные в виде аэроупругих конструкций и, в частности, в виде герметичных, надуваемых газом, оболочек.
Одной из основных проблем реализации проектов таких СА с НТУ является создание системы тепловой защиты оболочек НТУ, формирующих лобовой аэродинамический экран (ЛАЭ) спускаемого аппарата. Особенность и основное преимущество такого ЛАЭ над теплозащитными экранами жесткой конструкции заключается в возможности при транспортировке СА с НТУ, в том числе и под обтекателями ракет-носителей, и на борту космического аппарата, укладывать НТУ в компактный объем.
Для оперативного расчета аэротермодинамики СА с НТУ при спуске в атмосфере и для решения основной целевой задачи - определение конструкционных характеристик гибкого теплозащитного покрытия (ГТЗП) его лобовой поверхности -целесообразно использовать комплексное математическое описание всех процессов, сопровождающих движения аппарата в атмосфере на всех режимах его обтекания газовым потоком.
Ниже приводятся краткое описание такой комплексной математической модели, указание на используемые численные методы решения ее составных частей и некоторые результаты параметрических расчетов основных аэротермодинамических характеристик спуска СА с НТУ выбранной конфигурации, имеющих различные баллистические параметры входа в атмосферу Земли -скорость и угол.
Математическая модель метода расчета аэротермодинамики СА с НТУ при движении в атмосфере планеты
Математическая модель для расчета аэротермодинамики спускаемого в атмосфере планеты аппарата включает:
- систему уравнений газовой динамики;
- систему уравнений радиационной газовой динамики для расчета радиационного теплового потока в выбранных для расчета точках;
- аналитические и полуэмпирические формулы для расчета величин конвективного теплового потока при гипер- и сверхзвуковых скоростях обтекания СА для ламинарного и турбулентного режимов течения сплошной среды в пограничном слое на его поверхности;
- нестационарное уравнение теплопроводности для определения температуры в выбираемых точках по толщине конструкции ГТЗП;
- уравнения для определения скорости уноса массы абляционного материала ГТЗП и расхода его массы с поверхности ЛАЭ СА;
- систему уравнений движения СА в атмосфере планеты для определения его траекторных параметров под воздействием гравитационной и аэродинамических сил.
Система уравнений газовой динамики включает три основных уравнения:
- неразрывности V • (р • V) = 0
- движения (V ^^ + (1/р^Р = 0 (1)
- энергии у[ру (н + V2/2)+ Н ] = 0, где Н = | Н уйу
0
где V - вектор скорости газа; р - плотность, н = н(р, Т) - удельная энтальпия, Р -давление и Т температура газа; Н у - вектор монохроматического лучистого теплового потока.
в
/ 1 / 2 V
/ 1'П, О) / ' /
1 , / г \ 0 Г / \
АО О
Рисунок 1 - Физическая картина обтекания На рис. 1 приведена физическая картина, реализуемая при обтекании любого затупленного тела высокоскоростным потоком газа.
Решение задачи обтекания такого тела газовым потоком проводится численным методом [15], являющимся развитием схемы II метода интегральных соотношений Дородницына-Белоцерковского [16] и метода прямых Г.Ф. Теленина [17] в поле течения между ударной волной и поверхностью тела, ограниченном границами ЛБСБ. Это поле течения включает две области - область течения 1 сжатого набегающего газа между ударной волной т5 и линией тангенциального разрыва тс, отделяющей область 2 течения газов - продуктов разложения абляционного материала на поверхности тела т^. Область 2 ограничена осью
симметрии поля течения (продольной осью СА) и лучом ОВ с углом наклона к оси ОА - вь.
В области 1 в результате решения определяются все газодинамические параметры как функции Р(г,в) полярной системы координат, а область 2 характеризуется нормальной скоростью Уы вдува продуктов разрушения материала с поверхности г№ ГТЗП СА с НТУ, определяющей импульс вдуваемой массы газов во встречный поток, обусловливающий отход линии раздела потоков гс от
поверхности обтекаемого тела.
Система уравнений радиационной газовой динамики в общей тензорной форме для расчета радиационного теплового потока в выбранных для расчета точках имеет вид:
V-Пу = Ку Н у
П = -П
А,
В,
1 V-Н V
Л
5К„
4лКу
1и —
Е + А,,
у
Ф, — (V- Н у)е
Ф =-У 2
йН у
—^ +
йг
{ йН V Л
V йг у
= 2Н*е 2У3 г ехр(к*су/ кТ)-1
, Ку= КУ(Р, Т)
где Пу - симметричный тензор монохроматического излучения; с - скорость света в вакууме; И* - постоянная Планка; к - постоянная Больцмана; Е - единичный тензор; Фу - симметричная часть производного тензора йНу /йг от вектора Ну по радиус-
вектору г с компонентами {йНУк /йг1}, к,I = 1,2,3; (йНу /йг) - сопряженный тензор по
3
2
отношению к йИу /йг; - девиатор тензора Пг. При этом р,к,Ку - заданные функции своих аргументов - давления газа Р и температуры Т; индекс «V» относится к параметрам монохроматического излучения.
Решение системы уравнений (2) проводится с использованием Рг и Р2-приближений метода сферических гармоник [18].
Соотношения для расчета величин конвективного теплового потока при различных режимах обтекания СА с НТУ и для ламинарного и турбулентного режимов течения сплошной среды в пограничном слое на поверхности аппарата в используемой методике приняты в следующих видах для каждого из режимов течения газа в набегающем потоке [19]:
- при обтекании Изделия свободномолекулярным потоком: при 0 <в<к/2
q = ae р
г RT ^0'5
v у
S 2 + к 1 (к +1) Tw ^
z(Se)~ 0.5exp(- Si)
к -1 2 (к -1) T q = 0 при п/2 <в<л, где Х(x) = exp( -x2) + п0'5x(1 + erf (x)) ;
x
erf (x) = 2п"0'5Jexp(-2)dt - функция ошибок;
о
S = (к/2) M^ - Скоростное отношение; Se = S COS(l) ;
0 - угол падения линии тока к поверхности обтекаемого элемента;
ае = (е - Ег)/(е - Е№) коэффициент термической аккомодации, где Б1, Бг - энергия соответственно падающих и отраженных молекул, а Бш - энергия отраженных молекул, как если бы все они отражались с максвелловским распределением скоростей, соответствующим температуре поверхности тела Тш
- при обтекании СА потоком газ с переходным режимом течения конвективный тепловой поток при нормальном падении линии тока в точку поверхности элемента конструкции рассчитывается по зависимостям чисел Стантона 81;(К), полученным обобщением большого количества экспериментальных и теоретических данных при обтекании элементов конструкции ОАТУ различной формы. С учетом выражения
St = St (К2) =-^-,
ру~ (I»- К)
где 1Ю и 1№ - соответственно энтальпия торможения и энтальпия газа при температуре поверхности ГТЗП НТУ, выражение для конвективного теплового потока в критической точке элемента конструкции используется в виде [19]:
до = St (К2)рУ (/_- ).
Для расчета распределения тепловых потоков по сферической части поверхности НТУ используется аппроксимация работы для ламинарного пограничного слоя на сфере
д(6>) = д0[0.55 + 0.45соб(20)], 0 <в< 90°.
- при сплошном режиме течения расчет конвективных тепловых потоков проводится с помощью конечных соотношений, которые для ламинарного и турбулентного
пограничных слоев в расчетной точке поверхности обтекаемого тела имеют вид [20]:
дь = Кь (в) -рГ • Я-0 5 у3'05 (1 - /1Д
дт = Кт (в) •р!'8 • Я"°'2 у3'3 (1 -1„ /1_) где Я - характерный линейный размер обтекаемого элемента конструкции, определяется по радиусу эквивалентной сферы, который формируется программным образом с помощью метода эффективной длины, а коэффициенты Кь для ламинарного и Кт для турбулентного пограничных слоев определяются по большому числу экспериментальных, в том числе, и летных данных.
При расчетах вдоль образующей лобовой поверхности СА с НТУ значения тепловых потоков дь и дт подсчитываются одновременно, сравниваются между собой, и в качестве расчетного значения выбирается наибольшее из сравниваемых значений.
Приведенные соотношения для удельных тепловых потоков используют предположения о полной каталитичности обтекаемой поверхности и о том, что газ находится в состоянии локального термодинамического равновесия с учетом равновесной диссоциации, ионизации и равновесных химических реакций в высокотемпературном газе.
Сшивка решений на границах различных режимов обтекания проводится программным способом с использованием линейных или кубических сплайнов.
Нестационарное уравнение теплопроводности для определения температуры в выбираемых точках в толщине конструкции ГТЗП используется в виде [21]
- с*°* дТТ - , 0 < х < 8 0 < t < tf, (3)
где Т=Т(х, t) - температура материала стенки; С(х), р(х) и Л(х) соответственно теплоемкость единицы массы, плотность и коэффициент теплопроводности материала соответствующего слоя ГТЗП (с учетом газообразных продуктов разрушения); С^=С^(Р,Т) - теплоемкость единицы массы газообразных продуктов, 08=08(Р,Т) - объем газа фильтрующегося через точку с координатой х, Р - давление газа; х - координата, отсчитываемая в направлении, нормальном к поверхности аппарата, х=0 соответствует стороне, обтекаемой газом; 8- толщина слоя ГТЗП; t и tf - соответственно текущее и конечное время прогрева материала.
Ср ^ = ± Срт дt дх
Л( х)
дх
Уравнения для определения линейной скорости уноса и расхода массы абляционного материала с поверхности ГТЗП.
Уравнение линейной скорости уноса массы с поверхности ГТЗП СА с НТУ определяется с помощью выражения
-г4
#0 Т
V ,0 =—Р7--(4)
рт ef
где д0 - плотность падающего на поверхность ГТЗП аппарата суммарного теплового потока, е^ - интегральная степень черноты поверхности ГТЗП, а - постоянная Стефана-Больцмана, рт - плотность абляционного материала ТЗП, I- эффективная энтальпия разрушения абляционного материала ТЗП, определяемая при его испытаниях.
Скорость потери (расхода) уносимой с поверхности ГТЗП СА с НТУ массы разрушаемого материала определяется выражением:
\ ( Л2 Л °-5 Л
йт
т = — = 2ПР аг
| Улт1 Шп (в)
V
°
1+
( йг
гй0
й0
V V--, у
(5)
Система уравнений движения СА с НТУ в атмосфере Земли для определения его траекторных параметров при воздействии гравитационной и аэродинамических сил принимается в виде:
йУ ру2 аь Л7яш
аг 2 аг Я
йу „ РУ (У 8Л йН т/ • (сл
= (УХК8° +1--Iсоъу, —— = У 8шу, (6)
аг 'Х"°° 2 V Я У)'"' ' йг
< = К = ^ 8 =у 8 = 8
Ш8 Сха Ягё Я
Здесь У - скорость движения центра масс СА; 0 - угол наклона вектора скорости к местному горизонту; Н - высота полета СА над поверхностью планеты; Ь -дальность полета СА, отсчитываемая вдоль образующей поверхности планеты; < -баллистический параметр; 8°, 8 - ускорение силы тяжести соответственно на поверхности планеты и на высоте Н; ^ - площадь миделевого сечения СА с НТУ; т=т(г) - переменная масса аппарата; Яр1, Я= ЯР1 + Н - радиус планеты и расстояние от ее центра до центра масс СА; сха=сха(г), суа - коэффициенты аэродинамических сил лобового сопротивления и подъемной силы СА с НТУ; К - аэродинамическое качество СА; у- гравитационная постоянная; МР1 - масса планеты.
Метод, основанный на совместном решении систем уравнений (1)-(6), позволяет рассчитать газодинамические параметры (скорость, плотность, давление,
температуру) в поле течения сжатого высокотемпературного газа между ударной волной и поверхностью СА с НТУ.
Знание газодинамических параметров позволяет рассчитать изменение плотности конвективного теплового потока в выбранных точках поверхности гибкого теплозащитного покрытия системы теплозащиты СА с НТУ вдоль всей траектории спуска аппарата. Радиационная составляющая суммарного теплового потока определяется решением системы уравнений (2) радиационной газовой динамики.
Окончательными результатами численного решения системы уравнений (1)-(6) являются определяемые изменения по времени вдоль траектории спуска СА с НТУ в атмосфере планеты следующих основных параметров, важных для выбора конструкции ГТЗП СА с НТУ:
- уноса массы абляционного материала ГТЗП в выбранных расчетных точках на поверхности ЛАЭ;
- температуры в различных точках по толщине ГТЗП (обычно в точках соприкосновения соседних слоев ГТЗП);
- температуры несущего корпуса СА, в том числе и оболочки НТУ.
Рисунок 2 - Форма и размеры СА с НТУ
Управляющим расчетным процессом алгоритмом служит система уравнений
Основные результаты параметрических исследований параметров аэротермодинамики СА с НТУ
Далее приводятся результаты параметрических расчетов аэротермодинамики СА (рис. 2) с НТУ массой т0, совершающего спуск в атмосфере Земли со скоростью входа Уе и углом входа ве. Результаты получены для трех значений величин т0, Уе и ве.:.
то=25 кг, Уе =7500, 8000 и 9000 м/с, ве.:= минус 5, 10 и 15°.
При расчетах траекторных параметров и аэротермодинамики СА НТУ принято считать, что аппарат в полете сохраняет устойчивое пространственное положение с нулевым углом атаки. В таб. 1 приведена принятая для расчетов зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления Сха от числа Маха. Таблица 1 - Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления СА с НТУ от числа Маха М
М 0.7 0.9 1.2 1.5 2.0 2.5 3.0 3.5 4.0 М> 5
Сха 0.98 1.10 1.24 1.36 1.38 1.37 1.36 1.36 1.36 1.38
В таблице 2 приведены максимальные значения скоростного напора д*т,
высота Нт, скорость Ут и время tm, в момент которого это значение достигается при
спуске СА с НТУ. Данные таблицы 2 свидетельствуют о том, что скорость входа СА
постоянной массы в атмосферу с пологими углами до 5 градусов практически не
влияет на максимальное значение механической нагрузки на НТУ.
Таблица 2 - Максимальная аэродинамическая нагрузка на НТУ СА
Вариант Уе , ве, Ц*т, Нт , Ут, гт ,
м/с град Па км м/с с
1 75°° - 5 33°° 6° 48°° 84
2 75°° - 1° 56°° 59 48°° 46
3 75°° - 15 82°° 58 48°° 35
4 8°°° - 5 34°° 61 51°° 85
5 8°°° - 1° 63°° 58 52°° 5°
6 8°°° - 15 91°° 57 54°° 32
7 9°°° - 5 34°° 63 58°° 84
8 9°°° - 1° 735° 59 58°° 44
9 9°°° - 15 11°°° 55 6°°° 3°
При более крутых углах входа аэродинамическая нагрузка на СА при увеличении скорости и угла входа возрастает более интенсивно.
Высота, на которой достигается максимум д*т на поверхности НТУ и момент времени ее достижения гт достаточно слабо зависят от условий входа Уе и ве атмосферу.
Высота, на которой достигается максимум величины д*т и время ее достижения практически не зависит от скорости Уе, а зависит только от угла входа -чем круче траектория, тем интенсивнее вытормаживается скорость спуска аппарата.
С возрастанием модуля угла входа в 3 раза (от 5 до 15о) нагрузка от давления воздушного потока на поверхность НТУ возрастает, приблизительно, в 3 раза при изменении скорости входа в атмосферу от 75°° до 9°°° м/с.
Таким образом, в результате проведенных при подготовке материалов настоящей статьи параметрических расчетов определены: максимальные значения плотности теплового потока дт; время достижения тт максимального потока дт; время теплового воздействия на поверхность аппарата гвозд\ суммарное количество тепла Qm, воспринимаемое поверхностью аппарата в точке максимального теплового потока; величина скоростного потока рУ /2 в моменты времени начала гнац.уноса и конца гпрекр.уноса интенсивного уноса абляционного материала теплозащитного покрытия поверхности НТУ; момент времени, отсчитываемый от входа в атмосферу, достижения максимальной температуры Ттахвнешн.эвти теплоизоляционного слоя; момент времени достижения максимальной температуры Ттахнес.констр материала герметичной оболочки тора НТУ; суммарная толщина 8тзп наносимого абляционного слоя теплозащитного покрытия СА с НТУ; количество слоев п слоев температуростойкой ткани с нанесенным абляционным материалом; толщина абляционного материала наносимого на г-й слой ткани. Всего просчитано 9 вариантов изменения параметров, определяющих аэротермодинамику СА с НТУ при спуске из космоса в атмосфере Земли. В таблицах 3-6 приводятся суммарные результаты проведенных расчетов по определению перечисленных выше параметров.
В таблице 5 приведена сводка результатов расчета тепловой нагрузки дт и Qm на теплозащиту НТУ, а также продолжительность интенсивного теплового воздействия tвoзд газового потока.
Анализ результатов таблицы 5 показывает, что максимальное значение плотности теплового потока возрастает как с увеличением скорости входа Уе СА с НТУ в атмосферу, так и угла входа ве. При этом с увеличением скорости входа увеличение величины возрастает менее интенсивно, чем при увеличении угла входа ве. Чем более пологий угол входа СА с НТУ в атмосферу тем продолжительнее время воздействия tвoзд. теплового потока на поверхность НТУ. Соответственно этому возрастает и количество тепла Qm, воспринимаемого материалами системы тепловой защиты наружной поверхности аппарата.
Таблица 5 - Сводка результатов расчета тепловой нагрузки
№№ Уе , ве , tвoзд., Qm,
варианта м/с град.° кВт/м2 с кДж/м2
1 - 5 800 140 32000
2 7500 - 10 1080 80 27000
3 - 15 1290 60 23220
4 - 5 920 140 36800
5 8000 - 10 1300 77 32500
6 - 15 1550 55 27900
7 - 5 1170 141 46800
8 9000 - 10 1810 70 45250
9 - 15 2200 50 39600
Характерным является также то, что время заметного теплового воздействия на аппарат существенно зависит от угла входа в атмосферу и уменьшается почти в три раза при увеличении крутизны траектории вход с 5 до 15 градусов. С увеличением же скорости входа в атмосферу время интенсивного теплового воздействия воздушного потока на аппарат практически не изменяется, находясь в пределах 140 секунд при скорости Уе =7500 м/с, и угле ве = -5 градусов, а при ве = -15 градусов около 50 секунд.
При выборе необходимой толщины 3 слоя абляционного материала задается некоторая его величина, число слоев этого пакета и число слоев ЭВТИ в мате теплоизоляции и рассчитывается прогрев конструкции ГТЗП в характерных точках на поверхности НТУ (1- передняя критическая точка, 2- точка начала сопряжения гибкой защиты охватывающей корпусную часть аппарата и тор НТУ с окружностью этого тора, 3 - серединная точка между первыми двумя).
1 - герметичная оболочка; 2 - теплоизоляционный мат; 3 - чехол мата; 4 - слои теплоизоляционного мата; 5 - прокладки между слоями мата; 6 - теплозащитный пакет; 7 - слои пакета; 8 - слой абляционного материала.
Рисунок 3 - Схема гибкого теплозащитного покрытия герметичной оболочки НТУ
Если в результате расчетов выполняются требования по недопустимости
превышения температуры на стыке теплозащитного 6 (см. рис. 3) и
теплоизоляционного 2 пакетов, а также на стыке теплоизоляционного пакета с конструктивным элементом СА с НТУ, например, в местах прилегания ГТЗП к жесткой части лобового аэродинамического экрана и к герметичной оболочке 1, то это значение 3 и числа слоев пакета и мата принимаются конструктивными.
В таблице 6 приводится сводка полученных результатов расчета распределения в трех точках поверхности СА с НТУ уносимой толщины абляционного материала ГТЗП: в критической точке 1, приходящейся на зону жесткой части лобового аэродинамического экрана аппарата, в точке 3, находящейся посредине между точками 1 и 2 и принадлежащей только поверхности ГТЗП, натянутой между жесткой частью ЛАЭ и тором НТУ, и в точке 3 - точке сопряжения с ГТЗП с окружностью тора (см. рис.2).
Значения параметров в таблице 6: А3г- - максимальное значение уносимой массы абляционного материала в каждой из точек (/=1, 2 и 3), tнач. - время начала уноса массы абляционного материала ГТЗП с поверхности НТУ, tкoн. - время прекращения уноса массы абляционного материала ГТЗП с поверхности НТУ.
Анализ результатов таблицы 6 показывает, что максимальное значение толщины А3г- уносимого абляционного материала приходится на точку 3, т. е. там, где гибкая теплозащита лежит на торовой поверхности герметичной оболочки НТУ. Причем в этой точке уносимая толщина из слоя абляционного материала приблизительно в 1.5-1.6 раза превышает унос в критической точке и это превышение, практически, не зависит ни от скорости, ни от угла входа СА с НТУ в атмосферу Земли.
Таблица 6 - Уносимой толщины абляционного материала
№№ У , ве , Ади мм 1нач■ 1кон■
вар. м/с град.° 1=1 1=2 1=3 с с
1 - 5 1.70 1.55 2.75 28 112
2 7500 - 10 1.30 1.20 2.15 20 68
3 - 15 1.15 1.05 1.85 12 45
4 - 5 1.85 1.75 3.05 32 112
5 8000 - 10 1.45 1.35 2.35 16 64
6 - 15 1.25 1.15 1.95 12 44
7 - 5 2.35 2.15 3.65 28 120
8 9000 - 10 1.60 1.50 2.60 16 64
9 - 15 1.35 1.25 2.15 10 40
Чем более пологий угол входа СА с АТУ в атмосферу тем продолжительнее время уноса (гкон. - гнач) абляционного материала с поверхности теплозащиты НТУ. В соответствии с этим возрастает и количество уносимого материала теплозащиты при пологих углах входа, чем при крутых. Так, например, при средней скорости входа в атмосферу равной 8 км/с унос в точке 3 за 80 секунд при угле входа СА с НТУ массой то =25 кг ве = -5° составляет 3.05 мм, то при ве = -15° -1.95 мм всего за 32 секунды.
Это свидетельствует о более высокой скорости уноса материала, но продолжительность этого процесса при пологих углах входа более значительная, что и приводит к потере большей толщины теплозащитного покрытия.
В таблице 7 приводятся основные результаты расчетов максимальных значений температуры на стыке теплозащитного пакета с теплоизоляционным
матом Т3тах, и температуры Т4тах герметичной оболочки тора НТУ. При этом температура Т3тах. выбирается из условия Т3тах.. <500°С, а температура на герметичной оболочке в точке 3 Т4тах<150°С.
Таблица 7 -Максимальный температурный нагрева элементов конструкции НТУ
№№ Уе , ве , T3max, T4max, 3, п,
вар. м/с град. °С °с мм слои ЭВТИ
1 - 5 500 130 2.8 9
2 7500 - 10 460 110 2.2 7
3 - 15 430 100 1.9 5
4 - 5 500 110 3.1 11
5 8000 - 10 450 105 2.4 9
6 - 15 420 100 2.0 7
7 - 5 500 90 3.7 14
8 9000 - 10 450 75 2.6 9
9 - 15 410 70 2.2 7
Анализ результатов таблицы 7 показывает, что для каждого из 9 вариантов расчета выбранная толщина 3 абляционного материала температура Т3тах поверхности теплоизоляционного мата не превышает значения 500°С. Также из неё следует, что выбранное количество п слоев ЭВТИ в теплоизоляционном мате предотвращает тепловое разрушение герметической оболочки тора НТУ, так как ее температура Т4тах ни в одном из 27 вариантов выбранной конструкции не превышает значения 150°С.
В таблицах 8-10 приведены обобщающие результаты проведенных параметрических расчетов в обеспечение выбора параметров конструкции гибкой тепловой защиты, предназначенной для покрытия поверхности надувного тормозного устройства спускаемого аппарата, входящего в атмосферу Земли с различными скоростями и углами входа.
Таблица 8 - Итоговые результаты расчета аэротермодинамических параметров СА с НТУ
№ вар. п/п тт, с кВт/м 2 в, МДж/м2 рУ2/2, Па в момент 1прекр.уноса (/нач.уноса) АЗтзп, мм ггтах Т внешн.ЭВТИ, °С ^достижения ггтах \ Т внешн.ЭВТИ) ггтах Т нес.констр., °С достижения тах Т нес.констр.) &тзп, мм
1 2 3 4 5 6 7 8 9
1 77 803.8 33.94 1852(114) 2.74 497 (115) 135 (145) 2.8
2 43 1076 25.86 2757 (66.1) 2.16 462 (67.4) 111 (103) 2.2
3 30 1285 21.72 3770 (47.1) 1.85 434 (48.6) 96.7 (99.4) 1.9
4 76 918.5 40.69 1770 (116.3) 3.03 499 (118) 112 (167) 3.1
5 41 1293 29.97 2754 (64.50) 2.31 456 (66) 110 (104) 2.4
6 28 1552 25.10 3840 (45.40) 1.96 429 (47) 95.9 (88) 2.0
7 74 1169 57.37 1606 (123.2) 3.65 500 (126) 84.8 (218) 3.7
8 37 1817 39.47 2781 (61.4) 2.58 445 (65) 77.0 (144) 2.6
9 26 2200 32.41 4009 (42.30) 2.16 412 (45) 70.6 (136) 2.2
В заключение следует отметить, что проведенные параметрические исследования аэротермодинамики носят параметрический характер исследования малогабаритного СА с НТУ для спуска в атмосферу Земли с возможными
условиями входа 7500 м/с <Ve < 9000 м/с и углов входа 5°< \ве \< 15°. Эти результаты могут быть использованы в процессе проектирования для определения аэротермодинамики аналогичного по форме СА с НТУ, не прибегая к проведению расчетов, путем интерполяции данных в приведенных таблицах. Такая необходимость в проектных работах появляется всегда, т.к. баллистические параметры входа в атмосферу неминуемо могут изменяться в поисках оптимального варианта проектируемого изделия. Библиогрвфический список
1. Землянский Б.А., Иванков A.A., Устинов С.Н., Финченко B.C. Современное состояние вопроса о применении технологии надувных элементов конструкции в изделиях ракетно-космической техники, об использовании надувных тормозных устройств в конструкции спускаемых аппаратов и теплозащитные покрытия этих устройств//Вестник РФФИ № 1(57), январь-март 2008, с. 37-63.
2. Алексашкин С.Н., Пичхадзе K.M., Устинов С.Н., Финченко B.C.. О проектах и теплозащите спускаемых аппаратов с надувными тормозными устройствами в России и за рубежом // Тепловые процессы в технике. 2010. Т. 2. № 1. С. 230-240.
3. Алексашкин С.Н., Пичхадзе K.M., Финченко В.С.. Принципы проектирования спускаемых в атмосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами//Вестник ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина». Космонавтика и ракетостроение, № 2 (13). 2012. с.4-11.
4. Финченко В.С., Пичхадзе K.M. Основы проектирования надувных космических конструкций. Раздел в книге «Проектирование автоматических космических
аппаратов для фундаментальных научных исследований», под ред. Ефанова В.В., Пичхадзе К.М., НПО им. С.А. Лавочкина. М:. 2012. с.466-527.
5. Alifanov O.M., Outchvatov V.I., Pichkhadze K.M. Thermal Protection of Re-entry Vehicles with the Usage of Unflatable Systems// Acta Astronautica. 2003. Vol.53. C. 541546.
6. Алифанов О.М., Будник С. А., Ненарокомов А. В., Нетелев А. В. Идентификация математических моделей теплопереноса в разлагающих материалах// Тепловые процессы в технике. 2011. Т.3, №8.
7. Алифанов О.М., Будник С. А., Михайлов В.В., Ненарокомов А.В. Экспериментально-вычислительный комплекс для исследования теплофизических свойств теплотехнических материалов// Тепловые процессы в технике. 2009. Т 1. №2. С.49-60.
8. Alifanov O.M., Budnik C.A., Mikhailov V.V., Nenarokomov A.B. An Experimental-Computational System for Materials Thermal Properties Determination and its Application for Spacecraft
Testing // Acta Astronautica». 2007. V..61. P. 341-351.
9. Stephen J. Hughes, Robert A. Dillman, Brett R. Starr, Ryan A. Stephan, Michael C. Lindell, Charles J. Player, and Dr. F. McNeil Cheatwood. Inflatable Re-Entry Vehicle Experiment (IRVE) Design Overview, Proceedings of the 18th conference «Aerodynamic Decelerator Systems Technology», AIAA Paper 2005-1636, 2005.
10. James N. Moss, Christopher E. Glass, Brian R. Hollis, John W. Van Norman. Low-
Density Aerodynamics of the Inflatable Re-entry Vehicle Experiment (IRVE),
Proceedings of 44th AIAA Aerospace Meeting and Exhibit, AIAA Paper 2006-1189, 2006.
22
11. Алексашкин С.Н., Иванков A.A., Финченко B.C.. Анализ температурного состояния надувного тормозного устройства по результатам лётно-конструкторских испытаний спускаемого аппарата «Демонстратор-2Р» для определения версии его нештатного полёта. Журнал «Тепловые процессы в технике». Том 1, № 6, 2009, с. 253-258.
12. Алифанов О.М., Будник С. А., Нетелев A.B. Патент РФ на полезную модель №81162 10.03.2009 B64G 1162 «Тормозное устройство для спуска в атмосфере планет». Заявка №2008140907/22, 15.10.2008 RU.
13. Алифанов О.М., Будник С. А., Нетелев A.B. Патент РФ на полезную модель №132423 18.03.2013 B64G 1162 «Развертываемое тормозное устройство для спуска в атмосфере планет».
14. Финченко B.C., Пичхадзе K.M., Иванков А. А. Патент РФ № 82679 на полезную модель «Спускаемый аппарат для доставки грузов с пилотируемой орбитальной станции на поверхность Земли». Приоритет 25 декабря 2008 г. Зарегистрировано в Госреестре 10.05 2009 г.
15. Голомазов М.М., Иванков А.А. О постановке граничных условий на ударной волне при обтекании затупленных тел гиперзвуковым потоком газа // Вестник ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина», 2012. № 1(12). С. 38-45.
16. Белоцерковский О.М., Булекбаев А., Голомазов М.М. и др. Обтекание затупленных тел сверхзвуковым потоком газа // Под ред. О.М. Белоцерковского. -М.: Изд-во ВЦ АН СССР, 1967. - 401 с.
17. Теленин Г.Ф., Тиняков Г.П. Метод расчета пространственного обтекания тел с
отошедшей ударной волной // Докл. АН СССР. - 1964. - 154, № 5 - С. 1056-1058.
18. Борисов В.М., Иванков A.A. Расчет переноса лучистой энергии при гиперзвуковом обтекании затупленных тел с использованием Р1- и Р2- приближений метода сферических гармоник // Журн. вычислит. математики и мат. физики. - 1992. - Т. 32. - № 6. - С. 952 - 966.
19. Иванков A.A. О численном решении задачи прогрева многослойной теплозащиты спускаемого аппарата с учетом уноса массы внешних и внутренних слоев покрытия // Журн. вычислит. математики и мат. физики. 2005. Т. 45. № 7. С. 1279 - 1288.
20. Основы теории полета космических аппаратов / Под ред. Г.С. Нариманова и М.К. Тихонравова. - М.: Машиностроение, 1972. 608с.
Работа выполнена в Московском авиационном институте (национальном исследовательском университете) при финансовой поддержке работ по проекту Министерства образования и науки «Инновационный спускаемый аппарат с орбиты, аппарат-демонстратор внедрения аэроупругих развертываемых при полете в космосе и в атмосфере элементов конструкции в космическую технику».
