Лекция. Система теплозащиты.. Тема 8 Проектирование системы теплозащиты са
 Скачать 461 Kb.
|
Принципы выбора толщин материалов теплозащитного пакета. Успех разработки системы теплозащиты космического аппарата определяется возможностью использования перспективных материалов с отличными теплофизическими характеристиками. В настоящее время как у нас в стране, так и за рубежом, разработано большое число высокоэффективных теплозащитных материалов, и освоены передовые технологии их применения. Эти материалы хорошо себя зарекомендовали в ряде широко известных космических программ, таких, как «Союз», «Аполлон», «Джеминай», «Спейс Шаттл» и «Буран». Тем не менее, исследователи постоянно предлагают новые перспективные материалы, обещающие весьма серьёзные массовые выгоды и высокую экономическую эффективность. （航天器热保护系统开发的成功决定于能否使用具有优良热物理特性的先进材料。目前，在我国和国外，已经开发了大量的高效热防护材料，并掌握了先进的应用技术。这些材料已经在一些著名的太空项目中证明了自己的实力，如联盟号、阿波罗号、格米内号、航天飞机和布兰号。 然而，研究人员正在不断提出新的有前途的材料，这些材料有望带来非常严重的质量效益和高成本效益。） Усилия исследователей направлены на разработку новых перспективных материалов наружного покрытия для аппаратов капсульного типа, на исследование высокотемпературных теплоизоляционных материалов, используемых в качестве подслоя, а также материалов для защиты наиболее напряжённых точек. В качестве последних следует упомянуть различные модификации графитных и углеродных соединений, а также карбиды, бориды, нитриды, и т.д. В качестве основного принципа используется минимизация массы системы теплозащиты аэрокосмического аппарата. Идеальная схема – материал, сочетающий свойства теплоизолятора и конструктивно-предохраняющего материала. В современных аэрокосмических аппаратах капсульного типа, как правило, для наружной поверхности используются материалы, сохраняющие целостность в условиях нагрева до максимально допустимых температур. （研究人员的努力旨在为胶囊型仪器开发新的有前途的外涂层材料，研究作为底层的高温隔热材料，以及保护最紧张部位的材料。 后者包括石墨和碳化合物的各种修饰，以及碳化物、硼化物、氮化物等。 其基本原则是最大限度地减少航空器热屏蔽系统的质量。理想的安排是一种结合了热绝缘体和结构保护材料特性的材料。在现代胶囊型航天器中，通常使用在加热到最高允许温度时能保持其完整性的材料作为外表面。） Выбор высокотемпературных материалов, отличающихся к тому же низкой температуропроводностью, достаточно велик. Наиболее исследованными в части теплофизических, конструктивно-технологических характеристик в настоящее время признаны стеклотекстолиты, асботекстолиты, капронофенольные материалы, т.е. материалы, полученные путём пропитки фенольными и другими смолами многослойного набора тканей, проходящего соответствующую термообработку в специальных автоклавах, прессование, механическую обработку, и т.д. Эти типы материалов широко использовались и используются для создания наружного слоя пакета теплозащиты СА «Восток», «Союз», и т.д., а также для многих других российских и зарубежных аэрокосмических аппаратов и капсул. （具有低导热性的高温材料的选择范围相当大。目前在热物理、结构和技术特性方面研究最多的是公认的玻璃纤维织物、asbotecastolites、capron-phenolic材料，即通过用酚醛和其他树脂浸渍多层织物，在特殊高压锅中进行相应的热处理、压制、机械加工等得到的材料。 这些类型的材料已经并正在广泛用于制造东方号、联盟号等的热保护包的外层，以及许多其他俄罗斯和外国的航天器和太空舱。） Основные механические и теплофизические характеристики наиболее известных материалов этого класса приводятся в таблице. Предельно допустимые температуры указанных материалов определялись экспериментально и подтверждались результатами натурных испытаний ряда известных аэрокосмических аппаратов. При опредёленной величине тепловых потоков происходят физико-химические превращения материала поверхностного слоя теплозащитного материала, а также определённые изменения теплофизических характеристик по толщине теплозащитного материала в соответствии с профилем температуры в пакете теплозащиты. При превышении температуры поверхности свыше определённого уровня происходит унос части теплозащитного покрытия вследствие абляции и механического уноса. Так, на траекториях спуска СА «Союз» наблюдался унос материала поверхности (асботекстолит) до 2-х миллиметров. Процесс абляции приводит к определённому изменению характеристик пограничного слоя, к известной блокировке теплоподвода к поверхности аппарата с одной стороны, и к изменению теплофизических свойств материала пакета. В конечном итоге изменяется профиль температур в пакете и тепловой режим конструктивных материалов кабины аппарата. （表中给出了该类最知名的材料的基本机械和热物理特性。 这些材料的最大允许温度是通过实验确定的，并由一些著名的航天器的原位测试结果所证实。 在一定的热通量值下，隔热材料的表层材料会发生物理和化学变化，并根据隔热包内的温度曲线，沿隔热材料的厚度发生一定的热物理特性变化。如果表面温度超过一定水平，由于烧蚀和机械结转，一部分热屏蔽涂层会被带走。因此，在联盟号卫星下降的轨迹上，观察到表面材料（asbotecastolite）漂移了2毫米。烧蚀过程导致边界层的特性发生一定的变化，导致已知的从一侧输入到设备表面的热量被阻断，并导致包装材料的热物理特性发生变化。最终，包装内的温度曲线和仪器舱的结构材料的热力体系都发生了变化。） Известно, что унос теплозащитного материала может привести к неблагоприятному воздействию на аэрокосмический аппарат: изменяется аэродинамическая форма аппарата (изменяются наружные обводы, появляются нерасчётные шероховатости и асимметрия формы), его центровочные и инерционные характеристики в процессе спуска. В любом случае этот класс материалов не может быть признан рациональным для использования в конструкции многоразовых космических аппаратов. Ввиду высоких значений удельного веса (плотности) этих материалов наружное покрытие вносит основной вклад в суммарную массу системы теплозащиты аэрокосмического аппарата, поэтому расчёту температуры поверхности и профиля температур наружного слоя уделяется особое внимание. Технологичность наружного покрытия и минимизация массы обеспечивается за счёт введения теплоизоляционного подслоя, обладающего низким удельным весом и теплопроводностью. Как правило, материалы подслоя обладают низкими механическими характеристиками. Принцип организации подобного теплозащитного пакета заключается в определении минимально-допустимой температуры на границе наружного слоя и теплоизоляционного подслоя. Для большинства спроектированных спускаемых аппаратов устанавливалась постоянная суммарная толщина слоя теплозащиты, что определялось технологическими требованиями в связи с наличием большого числа гермовводов, фланцев, датчиков, окантовок люков и т.д. Поэтому в затенённой зоне боковой поверхности СА допускается заведомо завышенная толщина пакета теплоизоляционных материалов по сравнению с теоретической толщиной пакета, полученной с учётом эпюры тепловых потоков к поверхности аппарата. （众所周知，热防护材料的携带会导致对航空飞行器的不利影响：飞行器的空气动力学形状发生变化（外部轮廓的变化，出现未计算的粗糙度和形状不对称），其排列和下降时的惯性特征。在任何情况下，这类材料都不能被认为是合理地用于建造可重复使用的航天器。 由于这些材料的比重（密度）值很高，外涂层对航空器热保护系统的总质量有主要贡献，因此要特别注意计算外层的表面温度和温度曲线。 外层涂层的技术和质量的最小化是通过引入具有低比重和导热性的隔热子层来实现的。通常情况下，子层材料的机械性能较低。这种热保护包的原理是确定外层和隔热子层之间边界的最低允许温度。对于大多数设计的下降车辆，热保护层的总厚度是恒定的，这是由技术要求决定的，因为存在大量的扣环、法兰、传感器、舱口挡板等。因此，在CA侧表面的阴影区域，与考虑到设备表面的热通量图而得到的理论厚度相比，允许有意高估保温材料包的厚度。） Эта переразмеренность, однако, при небольших габаритах современных СА, не приводит к большим массовым потерям, поскольку увеличение суммарной толщины пакета достигается за счёт увеличения толщины подслоя с малым удельным весом. В случае необходимости для дальнейшего снижения массы системы теплозащиты в ряде случаев идут на введение третьего или четвертого слоя в пакете. Эти слои могут носить чисто конструктивный характер и выполняться в виде сотовых панелей или элементов из пенопласта с очень низкими удельными весами. Естественно, эти мероприятия достаточно усложняют конструкцию системы теплозащиты. Материалы, используемые в качестве наружного высокотемпературного подслоя, в настоящее время хорошо исследованы и отработаны на спускаемых аппаратах класса «Союз» и возвращаемых баллистических капсулах. Такие материалы, как ВИМ, и т.д. обладают хорошей технологичностью, отличными теплофизическими характеристиками и в настоящее время сертифицированы. （然而，在现代CA尺寸较小的情况下，这种过大的尺寸并不会导致巨大的质量损失，因为封装总厚度的增加是通过增加低比重的子层的厚度来实现的。如果有必要，在某些情况下，在包装中引入第三或第四层，以进一步减轻热屏蔽系统的重量。这些层可以是纯结构性的，以蜂窝板或具有极低比重的发泡聚苯乙烯元件的形式。当然，这些措施使热保护系统的结构相当复杂。 作为外部高温子层的材料现在已经得到很好的研究，并在联盟级下降飞行器和再入弹道舱上进行了测试。VIM等材料具有良好的可加工性，优良的热学和物理性能，目前已获得认证。） В настоящее время проведено достаточно полное исследование рациональных типов конструкций систем теплозащиты спускаемых аппаратов и ракетопланов, и сформулированы общие требования к потребным механическим и теплофизическим характеристикам материалов, входящих в состав пакета (см. табл. ). Создание надёжной и эффективной системы теплозащиты требует от материалов пакета ТЗП уникального сочетания характеристик, удовлетворяющих повышенным проектным требованиям в части обеспечения минимальной массы ТЗП при одновременном выполнении требований в части минимальной температуропроводности пакета в заданных режимах. На рис. представлены относительные массовые характеристики теплозащиты аппаратов класса «Союз» в диапазоне диаметров 2.2 ÷ 4.5м. Наблюдается монотонное увеличение массы расчётных материалов лобового теплозащитного \крана (ЛТЭ) и боковой поверхности, и снижение доли конструктивных элементов при увеличении габаритных размеров СА. График иллюстрирует значительный вклад в суммарную массу ТЗП аппарата теплозащиты лобового теплозащитного экрана (ЛТЭ). （目前，已经对下降飞行器和火箭飞机的合理类型的热保护系统进行了相当完整的研究，并制定了对组成包装的材料的所需机械和热物理特性的一般要求（见表1）。 创建可靠和有效的热保护系统需要高瞻远瞩的封装材料具有独特的特性组合，以满足在确保最低高瞻远瞩质量方面增加的设计要求，同时满足在给定模式下封装的最低热导率方面的要求。图中显示了直径范围为2.2÷4.5米的 "联盟 "级热防护罩的相对质量特征。观察到正面隔热罩（LTE）和侧面表面的计算材料的质量单调增加，而且结构元素的份额随着SA整体尺寸的增加而减少。该图说明了正面隔热罩（LTE）对LDP装置总质量的重大贡献。） Таблица 1.
3. Определение величин тепловых потоков и температур к поверхности спускаемых аппаратов. Для определения величин удельных тепловых потоков в характерных точках поверхности аэрокосмического аппарата на стадии проектных исследований можно использовать приближённые зависимости, полученные из точных решений, дающие удовлетворительные по точности качественные результаты. Исходными данными для проведения расчёта теплового режима в выбранной конкретной точке поверхности аппарата будут следующие условия. （为了在设计研究阶段确定航空航天飞行器表面特征点的比热通量值，可以使用从精确解中得出的近似依赖关系，在准确性方面给出令人满意的定性结果。 计算航天器表面特定点的热力制度的输入数据将是以下条件。） Геометрия аппарата: - радиус притупления передней (критической) точки, - расстояние от критической точки до расчётной точки на плоской или конической образующей поверхности аппарата, - угол атаки поверхности аппарата, и т.д. 2. Баллистические характеристики: - скорость полёта аппарата в заданный момент времени, - высота полёта, - параметры атмосферы (  Н, Тн,  н,  н,), и т.д..3. Характеристики материала поверхности аппарата: - степень черноты поверхности, - температурные ограничения, и т.д. Анализ баллистических и геометрических параметров аппарата позволяет оценить характер течения на поверхности аппарата (ламинарный или турбулентный режим обтекания). (1. 仪器的几何形状。 - 前面（关键）点的钝化半径。 - 在平坦的或锥形的仪器表面上，从临界点到计算点的距离。 - 装置表面的攻角，等等。 2.弹道特性。 - 仪器在某一特定时间的飞行速度。 - 飞行高度。 - 大气参数（H，Tn，n，n）等。 车辆表面的特点。 - 表面的黑色程度。 - 温度限制，等等。 对仪器的弹道和几何参数的分析使得评估仪器表面的流动性质（层流或湍流制度）成为可能。) В условиях ламинарного режима обтекания величина конвективного теплового потока на сферическом затуплении может быть определена по формуле, предложенной Кемпом и Ридделлом. qw0л = 31500 (R0)0.5(  н/ 0)0.5 (Vн/ V1к)3.25 (1 - Iw/ I0) ккал/м2сек.Здесь R0 – радиус притупления сферического носка аппарата, м. Vн – скорость полёта в расчётный момент времени (км/сек). V1к – скорость спутника (первая космическая). Авторы принимают её равной 7.9 км/сек. н и 0 – плотность атмосферы соответственно в расчётный момент на высоте Н и на поверхности Земли (на уровне моря). 0 = 1.225 кг/м3.Iw0 и I0 – энтальпия воздуха при температуре стенки в расчётной точке и энтальпия полного торможения. Иногда в расчётах используется энтальпия восстановления Iе. Iе = r I0 r - коэффициент восстановления. Для ламинарного режима величина коэффициента восстановления принимается равным r = (Pr)0.5. I0 = Срн Тн + Vн2 /2gE Vн2/8300. Iw = Ср Тw – энтальпия газа при температуре стенки Тw. Определение величины теплового потока к сферическому затуплению в условиях ламинарного режима обтекания можно проводить также по следующим формулам.,,, qw0л = 0.252 10-8 Vн3.5 н0.5{1/(R0)0.5)(1 - Iw/ I0) ккал/м2сек.Здесь н (кг сек2/м4).qw0л = 2.56 10-5 ( н / R0)0.5 (Vн3.25)(1 - Iw/ I0) Вт/м2.Энтальпийным фактором Iw/ I0 в проектных оценочных расчётах обычно пренебрегают вследствие Iw << I0. Для аппаратов, спускающихся с орбиты, определение равновесной температуры поверхности стенки проводим в пренебрежении величиной радиационного теплового потока от ударной волны к поверхности аппарата (скорость полёта меньше второй космической). Кроме того, пренебрегаем теплом, поглощаемым пакетом теплозащитных материалов. Последнее обстоятельство на несколько десятков градусов завышает температуру теплоизолированной стенки, но существенно не искажает общую картину нагрева поверхности космического аппарата. Для определения температуры теплоизолированной стенки полагаем, что весь конвективный тепловой поток излучается теплоизолированной нагреваемой поверхностью в окружающее пространство. qw =   Тw4Здесь - постоянная Стефана – Больцмана, - степень черноты поверхности аппарата,Тw – температура поверхности в градусах Кельвина. Обычно = 0.8 ÷ 0.82 для большинства материалов, используемых для создания наружного слоя пакета теплозащитных материалов.Постоянная Стефана – Больцмана в разных системах единиц равна = 5.67032 10-8 Вт/м2К4 = 4.87559 10-8 ккал/м2час К4 = 13,5433 10-12 ккал/м2сек К4.Для абсолютно черного тела ( 0 = 1) 0 = 5.75 10-8 Вт/м2К4.Если воздушный поток, обтекающий поверхность летательного аппарата является турбулентным, то процесс нагрева поверхности в большинстве случаев интенсифицируется, и расчёт величины тепловых потоков следует проводить по формулам турбулентного обтекания. В частности, для расчёта величины теплового потока в критической точке сферического затупления можно использовать формулу qw0т = 0.166 10-7 Vн3.62 ( н0.8/ R00.2) (1 - Iw/ I0) ккал/м2сек.Для расчета турбулентного режима нагрева часто используют формулу Сибулкина (также в пренебрежении энтальпийным фактором). qw0т = 2.75( н0.8/ R00.2) (Vн/ V1к) 3.19 ккал/м2сек.Распределение тепловых потоков по сферическому затуплению при ламинарном режиме обтекания можно оценить по следующей формуле. qw = qw0л(0.55 + 0.45 Соs2  )Здесь qw0л – тепловой поток в критической точке, - полярный угол, отсчитываемый от критической точки до расчётной точки на сфере.Если предположить, что сферическое затупление теплоизолировано от конструкции аппарата, а радиационный тепловой поток отводится от всей поверхности полусферы, то эффективный тепловой поток будет равен qwЭфф = 0.4 qw0л Некоторые авторы предлагают пользоваться близкими к вышеприводимым формулам зависимостями для определения величины теплового потока. В частности, Андреевский, обработав материалы Кемпа и Ридделла, Чепмена, Лиза, и других исследователей, оценивает конвективный тепловой режим аппарата в критической точке следующей полуэмпирической зависимостью. qw0 = Аконв 0/ (R0)0/5 {( н/ 0)n(Vн/ V1к)m}Здесь Аконв 0 = 5.34 104 ккал/м1.5С, и m = 3.22 по теоретическим оценкам Лиза. Аконв 0 = 4.77 104 ккал/м1.5С и m = 3.15 по результатам обработки экспериментальных данных разных авторов. Аконв 0 = 4.6 104 ккал/м1.5С и m = 3.0 - оценочные значения по Андреевскому. Для расчёта теплового режима передней кромки крыла ракетоплана Аконв кр 0 = Аконв 0/ 20.5 Величина показателя степени n определяется характеристиками пограничного слоя. Для ламинарного течения n = 0.5. Радиационный (лучистый) нагрев в зоне затупления Андреевский предлагает оценивать следующей зависимостью. qwR = AR R0 L (V/1000)К ккал/м2сек.Значения для AR, L и K устанавливаются для трех диапазонов скоростей полета (см. таблицу).
Тепловой поток к передней кромке крыла ракетоплана Андреевский предлагает оценивать по формуле qконв  СТР = qконв СТР=0(1 – Соs2 Sin СТР) 0.618 Здесь - угол атаки крыла, СТР – угол стреловидности крыла.Приведем конкретный пример. Спускаемый аппарат класса «Союз» возвращается по штатной управляемой траектории спуска. На 300й секунде полёта достигает высоты Н = 50 километров при скорости 5.25 км/сек. С учётом радиуса лобового теплозащитного экрана R0 = 2.2м и коэффициента черноты поверхности = 0.8 для случая ламинарного обтекания определим величину теплового потока и равновесную температуру в критической точке в пренебрежении энтальпийным фактором.qw0л =  [31500/ (R0)0.5]( н/ 0)0.5 (Vн/ V1к)3.25 = [31500/ (2.2)0.5] (8.779 10-4) (5.25/7.9)3.25 = =366 ккал/м2сек.Тw =  -12 = 24100К ( 21370С). |
(г/см3)