Предвлтлн план. Проектирование системы теплозащиты класса союз предвадительный План

• Название: Проектирование системы теплозащиты класса союз предвадительный План
• Дата: 16.03.2022
• Размер: 67.2 Kb.
• Имя файла: Предвлтлн план.pptx
• Тип: Документы; #399512

Проектирование системы теплозащиты класса СОЮЗ

Предвадительный План

• 1 Литературный анализ
• 2 Расчетная часть
• 3 Экологический взгляд
• 1.1 Ознакомление (Теплозащита, СА класса союз)
• 1.2 Сама система теплозащиты класса Союз
• 2.1 График на Матлабе
• 2.2 Проектирование на Solidworks или Avtocad
• 2.3 Вычесление температуры
• 2.4 Анализирующие средства
• 3.1 Экологический взгляд
• 3.2 Как можно избежать экологических последствий

1. Литературный анализ

1.1 Ознокомление (Теплозащита, КА класса союз)

• Теплозащита-средство для обеспечения нормального температурного режима в установках и аппаратах, работающих в условиях подвода к поверхности значит. тепловых потоков (q>> Вт/см 2), когда применение простой теплоизоляции становится невозможным.

• М е т о д ы Т. l. Конвективное охлаждение - подходящие к тонкой металлам, обшивке тепловые потоки отводятся в охлаждающую жидкость или газ, к-рые протекают с другой стороны обшивки.
• 2. Заградит. охлаждение - через отверстие или щель вблизи охлаждаемой поверхности в направлении потока подаётся струя холодного газа. Заградит. эффект струи уменьшается по мере её перемешивания с горячим газом.
• 3. Плёночное охлаждение - аналогично заградительному, с той разницей, что через щель или отверстие подаётся жидкий охладитель, образующий на охлаждаемой поверхности защитную плёнку. Защитный эффект уменьшается по мере испарения плёнки и ее разбрызгивания.
• 4. Пористое охлаждение - жидкий или газообразный охладитель подаётся через пористую или перфорированную поверхность аппарата. При охлаждении жидкостью расход её подбирается т. о., чтобы жидкость испарялась внутри пор.

• 5. Т. с помощью теплопоглощающей оболочки - подходящее к поверхности тепло поглощается за счёт теплоёмкости достаточно толстой оболочки при повышении темп-ры последней. Большой эффект достигается при дополнит. использовании теплоты плавления и нагревания жидкой фазы материала, а также теплоты хим. разложения. Однако в этих случаях необходимо заключать тепло-поглотитель в жёсткую металлич. оболочку.
• 6. Отвод тепла радиацией - проблема Т. решается посредством создания материала, выдерживающего высокую темп-ру, при к-рой всё подводимое тепло может излучаться в пространство; при этом, согласно Стефана -Больц-мана закону излучения, излучаемый поверхностью тепловой поток 5014-1.jpg где e - суммарная испускат. способность внеш. покрытия, s0 - постоянная Стефана, a Tw - абс. темп-pa поверхности. Сложность практич. применения данного метода Т. связана с тем, что при высокой темп-ре металлы, из к-рых изготовляется излучающая оболочка, окисляются кислородом воздуха. Для борьбы с окислением внеш. поверхность 2 (рис. 1) покрывается тонким слоем покрытия 1, устойчивого к окислению. Между излучающей поверхностью и частями конструкции 4 помещается лёгкая изоляция 3. Этот способ может применяться лишь для Т. внеш. поверхностей аппаратов.

• 7. Т. с помощью разрушающихся (уносимых) покрытий осуществляется за счёт поглощения большого кол-ва тепла в процессе уноса массы этих покрытий. Поглощаемое тепло идёт на нагрев материала, а также на разл. фазовые и хим. превращения. При применении методов 4 и 7, а также частично методов 2 и 3 возникает дополнит. заградит. эффект в результате вдува газообразного охладителя в пограничный слой, что приводит к снижению подходящего к поверхности теплового потока. При не слишком больших расходах газообразного охладителя Gu снижение теплового потока q=q0-b(I00 - Iw)Gu. где q0- тепловой поток к непроницаемой поверхности, I00 - энтальпия торможения, a Iw - энтальпия внеш. газа при темп-ре стенки. Коэф. вдува b= a(Me/Mu)b, где М е и Mu -молекулярные веса внеш. и вдуваемого газов, причём коэф. а и b зависят от геометрии тела и режима течения в пограничном слое (л а м и н а р н ы й или т у p б у л е н т н ы й).

Тепловая защита (ракетная техника)

• Тепловая защита — средства защиты систем и агрегатов спускаемого аппарата, головных частей ракет, стенок камеры сгорания ЖРД от воздействия экстремальных температур.
• Жи́дкостный раке́тный дви́гатель (ЖРД) — химический ракетный двигатель, использующий в качестве топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД.

Разработка вопросов тепловой защиты советскими учёными

• В 1947 году Мстислав Келдыш создаёт в НИИ-1 уникальную экспериментальную газодинамическую базу, в которой для испытания материалов для теплозащиты используются уникальные электродуговые подогреватели газа. Для запуска баллистических ракет необходимо было решать вопросы тепловой защиты головных частей ракеты. Проведённые в НИИ-1 исследования показали, что «затупление» носка конуса существенно упрощают условия прохождения головной частью межконтинентальной баллистической ракеты плотных слоёв атмосферы[1].
• Решение вопросов, связанных с тепловой защитой спускаемого аппарата также была одной из важнейших задач, стоящих перед советскими космическими специалистами. Именно благодаря проводимым в рамках НИИ-1 испытаниям были выбраны оптимальные варианты решений самых важных и сложных вопросов[2].
• С сентября 1957 года по январь 1958 года в рамках ОКБ-1 проводились исследования, связанные с оценкой внешних тепловых потоков, температур наружных поверхностей, массы теплозащиты для различных схем спускаемых с орбиты ИСЗ аппаратов в большом диапазоне значений аэродинамического качества. Численными методами определялся прогрев теплозащиты. После принятия концепции баллистического спуска была принята сферическая форма спускаемого аппарата, при которой имелись достоверные и стабильные аэродинамические характеристики во всех диапазонах углов атаки и на всех скоростях. Был сделан вывод о том, что тепловая защита должна иметь массы в диапазоне от 1300 до 1500 кг.
• Корпус спускаемого аппарата был покрыт тепловой защитой с переменной толщиной. Максимальных значений она достигала 0,18 метров в лобовой части, а минимальных в тыльной — 0,03 метра[3].

Назначение и виды

• Тепловая защита спускаемого аппарата (СА) — предназначена для защиты от аэродинамического нагрева при движении в плотных слоях атмосферы, а также для обеспечения комфортных условий экипажу, находящемуся в спускаемом аппарате.
• Вид тепловой защиты, состав теплозащитных материалов зависит от скорости и баллистических характеристик входа СА в атмосферу, а также от его аэродинамической формы и массы.[4]
• Тепловая защита может быть пассивной, радиационной, активной, и смешанной.
• При пассивной теплозащите воздействие теплового потока воспринимается с помощью специальным образом сконструированной внешней оболочки или с помощью специальных покрытий, наносимых на основную конструкцию.[5] Примером пассивной тепловой зашиты является тепловая зашита космических аппаратов многоразового использования. В качестве специального покрытия для корпуса многоразового транспортного космического корабля (МТКК), например «Спейс шаттл» или «Буран» используются термостойкие теплозащитные плитки. Плитки имеют различные размеры и различное теплозащитное покрытие. Вся поверхность рассматриваемого аппарата разделена по уровню температур на четыре зоны, в каждой из которых используется своё покрытие.[6]
• Радиационная тепловая защита используется для защиты элементов конструкции, расположенных в зонах с относительно низким уровнем тепловых потоков. Отвод теплоты осуществляется излучением в окружающее пространство.[4]
• Активная тепловая защита характерезуется наличием в её составе системы охлаждения. Разновидностью активной тепловой защиты является широко используемое абляционное охлаждение.[4] Согласно этому методу защищаемая конструкция покрывается слоем специального материала, часть которого под действием теплового потока может разрушаться в результате процессов плавления, испарения, сублимации. Пример разрушающихся теплозащитных покрытий — стеклопластики и другие пластмассы на органических и кремнийорганических связующих.[5]
• Абляционное покрытие также используется для защиты камеры сгорания и сопла жидкостных ракетных двигателей от перегрева.[6]

Абляционная защита

• Абляционная защита (от лат. ablatio — отнятие; унос массы) — технология защиты космических кораблей, теплозащита на основе абляционных материалов, конструктивно состоит из силового набора элементов (асбестотекстолитовые кольца) и «обмазки», состоящей из фенолформальдегидных смол или похожих по свойствам материалов.
• Теплозащитное действие абляционных материалов основано не столько на уносе вещества с поверхности твёрдого тела потоком горячего газа, сколько на перестройке пограничного слоя, значительно уменьшающего теплопередачу к защищаемой поверхности[1].

• Абляционная теплозащита использовалась в конструкции всех спускаемых аппаратов с первых лет развития космонавтики — в сериях кораблей «Восток», «Восход», «Меркурий», «Джемини», «Аполлон», «ТКС», в космических аппаратах «Стардаст» и «Марсианская научная лаборатория», продолжает использоваться в кораблях «Союз», «Шэньчжоу» и SpaceX «Dragon», и планируется к использованию в многоразовой второй ступени SpaceX «Starship».
• Абляционное покрытие также используется для защиты камеры сгорания и сопла жидкостных ракетных двигателей от перегрева[2].
• Альтернативой абляционной теплозащите является использование термостойких теплозащитных плиток («Шаттл», «Буран»)[источник не указан 323 дня].
• Разделяют виды абляционных материалов:
• разлагающиеся (политетрафторэтилен, полиэтилен и др.),
• сублимирующиеся (напр., графит),
• плавящиеся (кварц, пенокерамика и др.)[3][4].

Союз (космический корабль)

• Союз» — наименование семейства советских и российских многоместных транспортных пилотируемых космических кораблей. Разработка базовой модели корабля началась в 1962 году в ОКБ-1 под руководством С. П. Королёва для советской лунной программы. Современные «Союзы» позволяют доставлять экипаж до трёх человек на низкую околоземную орбиту на ракете с тем же названием «Союз». Разработчик и изготовитель кораблей «Союз» — РКК «Энергия».
• Корабли «Союз» совершили более 130 успешных пилотируемых полётов (см. список аппаратов) и стали ключевым компонентом советской и российской пилотируемых программ освоения космоса. После завершения полётов Space Shuttle в 2011 году и до первого пилотируемого полёта Crew Dragon в 2020 году «Союзы» оставались единственным средством доставки экипажей на Международную космическую станцию.
• Изготовление каждого пилотируемого корабля «Союз» занимает 2,5—3 года[2].

Система теплозащиты СА класса союз