Реферат на тему «Теплозащитные материалы для спускаемых космических аппаратов»

Содержание

Введение

1. Тепловая защита в космической технике

2. Материалы, используемые в космических аппаратах

3. Системы теплозащиты российских спускаемых аппаратов: современное состояние

Заключение

Список литературы

Введение

Система теплозащиты российских спускаемых аппаратов кораблей одноразового использования совершенно непохожа на систему теплозащиты американских шаттлов (равно как и российского «Бурана»), основанных на использовании твердых – хотя и хрупких, и в этом основная проблема – синтетических материалов. Ее основная идея восходит еще к самым первым экспериментам советской космической программы. В 50-х годах, когда руководство советской космической программы решило начать работы по выведению на орбиту вокруг Земли первого искусственного спутника планеты, потребовалось получить полный информационный контроль над поведением последней ступени и полезной нагрузки. [4] Телеметрические системы не могли работать при предельно больших температурах, возникающих от трения движущейся на высокой скорости ракеты о воздух. При посадке, о которой в то время уже задумывались, скорости, а следовательно, и температуры, еще больше.

Именно в это время появилась идея, как обеспечить быстрый отвод тепла от космического аппарата. В качестве механизма теплоотвода был предложен один из самых энергоемких в стандартной физике процессов – кипение. Например, вода на переход – без изменения температуры – из жидкой фазы в твердую затрачивает при атмосферном давлении в восемь раз больше энергии, чем ее идет на нагрев от нуля до ста градусов по шкале Цельсия. [12] Нетрудно предположить, что могут быть разработаны синтетические материалы, энергетические затраты на кипение которых – как говорят физики, «теплота парообразования» – могут быть гораздо большими.

Цель работы – рассмотреть более подробно теплозащитные материалы для спускаемых космических аппаратов.

Тепловая защита в космической технике 

При проектировании ракетно-космической техники возникают много новых и сложных задач, приводящих, в конечном счете, к необычным техническим решениям и появлению оригинальных конструкций. Одной из таких задач является обеспечение защиты ракетно-космических аппаратов от температурного воздействия во время полетов. От успехов ее решения зависит сохранность материальной части ракет, ракетных двигателей, космических аппаратов различного класса и назначения. [2]

Именно из-за возникшей необходимости решать эту задачу развивается на современном этапе наука о передаче тепла — теплопередача, разрабатываются новые огнеупорные, жаропрочные и абляционные материалы, совершенствуются практические методы отвода тепла от нагретых тел.

Если тело не имеет внутренних источников тепла, то его температура будет определяться условиями той окружающей среды, в которой оно находится. Поэтому попытаемся прежде всего понять, каковы эти условия в космосе.

 Из физики известно, что температура характеризуется скоростью теплового движения частиц тела, среды (или системы): чем больше эта скорость, тем выше температура. На Земле при комнатной температуре молекулы воздуха движутся со скоростью около 500 м/с, испытывая при этом до 5 млрд. столкновений в 1 с между собой. По мере уменьшения плотности воздуха его молекулы сталкиваются между собой все реже, их скорость, а, следовательно, и температура становятся все выше.

В атмосфере Земли происходят более сложные процессы, и температура ее слоев, как это следует из таблицы 1, не прямо пропорциональна плотности воздуха (или концентрации его частиц).  [1]

Таблица 1 — Зависимость параметров атмосферы от высоты

До высоты 11 км температура уменьшается и остается далее постоянной до высот 11–25 км. Это связано с тем, что на этих высотах сильное влияние на состояние частиц оказывает конвекционное и лучистое равновесие движущихся воздушных масс. Поглощение атмосферным озоном энергии солнечного излучения в ультрафиолетовой части спектра приводит к повышению температуры вплоть до высоты порядка 50 км. При больших высотах (до 80 км) в связи с уменьшением концентрации озона происходит некоторое снижение температуры частиц воздуха, а при еще больших высотах наблюдается возрастание температуры из-за диссоциации и ионизации кислорода под действием ультрафиолетового излучения Солнца. На высоте 200 км, где плотность воздуха сравнительно мала, а скорости движения частиц велики, их температура составляет уже свыше 600 °С, на высоте 800 км — более 3000 °С.

Следовательно, при конструировании космических аппаратов специалистам приходится решать проблему, связанную с защитой материальной части от перегрева. Причина этого, однако, не связана с высокой кинетической температурой молекул воздуха. Она обусловлена тем, что в космическом пространстве есть источники тепла, подогревающие размещенные в нем тела. Наиболее мощный из них — солнце. За 1 ч оно посылает примерно 1200 ккал на площадку размером 1 м², расположенную перпендикулярно к его лучам. Плотность солнечного теплового потока зависит от расстояния до Солнца. Для Меркурия, например, она составляет 8000 ккал/м²ч, для Марса — 525 ккал/м²ч, для Юпитера — 45 ккал/м²ч, для Плутона — 0,6 ккал/м²ч. [15]

При космических полетах на сравнительно небольшой высоте может быть заметным аэродинамический нагрев частей конструкции аппаратов.

На рис. 1 приведена плотность теплового потока, поступающего на пластинку, движущуюся на разных расстояниях от поверхности Земли с первой космической скоростью. Нетрудно видеть, что уже на высоте 200 км плотность потока аэродинамического нагрева становится на порядок меньше плотности солнечного потока и далее быстро уменьшается с ростом высоты.

Рис. 1. Зависимость плотности аэродинамического теплового потока, поступающего на пластинку, в зависимости от высоты над поверхностью Земли

 Тепловой режим космических аппаратов в существенной степени определяется и их внутренними источниками тепла. На борту этих аппаратов размещаются различные приборы, энергетические установки, средства контроля и информации и пр., выделяющие при своей работе тепловую энергию, которая весьма различается для каждого конкретного случая и зависит от класса и назначения аппарата. На американском космическом корабле «Джемини», например, тепловыделение только бортовой аппаратуры составляло порядка 500–600 ккал/ч. А ведь для пилотируемого корабля конструкторам необходимо еще позаботиться и об отводе тепла, выделяемого организмом космонавтов. Величина этого тепла колеблется в достаточно широком диапазоне, составляя примерно 230 ккал/ч в период бодрствования и 70 ккал/ч во время сна космонавта. С развитием космонавтики космические аппараты стали иметь все большее количество приборов на борту, увеличивается и число членов экипажа. Все это привело к увеличению количества тепла, выделяющегося в гермоотсеках, а значит, и к усложнению и без того сложной проблемы терморегулирования. [7]

 Итак, из сказанного можно, казалось бы, сделать вывод о том, что космос «горячий», и конструктор, следовательно, должен принять меры к тому, чтобы предохранить космический аппарат от разрушающего действия высоких температур.

Однако, если взять пластинку и разместить ее в космическом пространстве так, чтобы на нее не поступали никакие тепловые потоки (например, поместить ее вдали от светил, планет и т.д.), то ее температура с течением времени окажется близкой к абсолютному нулю и составит всего 4 К. Этот эксперимент наглядно показывает, что космос еще и «холодный».

Парадокс объясняется довольно просто. Из-за малой плотности «космического воздуха» его молекулы очень редко соударяются с помещенным в его среде телом и в результате, несмотря на свою высокую температуру, не могут передать ему такое количество энергии, какое необходимо для заметного повышения его температуры. Специалисты по этому поводу говорят, что в космосе мала передача тепла за счет естественной конвекции.

Таким образом, конструкторы ракетно-космической техники стоят перед довольно сложной задачей — одновременно защитить аппарат и от перегрева, и от переохлаждения.

Однако, наибольшая температура корпуса космического аппарата достигается именно при его входе в атмосферу, поэтому теплозащита аппарата именно в момент входа в атмосферу является наиболее важной и сложной задачей. Решением этой проблемы стало применение абляционных материалов.

Абляционные материалы являются одним из главнейших составляющих теплозащиты космических аппаратов. Их действие основано на абляции — сложном энергоемком процессе уноса вещества с поверхности твердого тела потоком горячего газа.

В общей форме абляция может быть описана следующим уравнением:

qk +qR =G∑∆HПЛ qВД +GW∆HW +qλ,

где q_к — конвективный тепловой поток к поверхности материала; q_R — радиационный тепловой поток;

G_∑ — суммарный унос массы в результате пиролиза поверхности, выделения газообразных продуктов и растекания расплава;

∆Н_пл — энтальпия плавления;

G_W — унос продуктов пиролиза;

∆Н_W — энтальпия физ.-хим. превращений; ɛ — коэффициент черноты; σ — постоянная Стефана-Больцмана; Т_W  — абсолютная температура поверхности; q_вд — тепло, отводимое в результате вдува газообразных продуктов пиролиза;  q_λ — тепловой поток к защищаемой поверхности.

На рис. 2 представлена схема тепло- и массообмена в комбинированном абляционном материале. [9]

Рис. 2. Схема тепло- и массообмена в комбинированном абляционном материале:

А — уносимый слой; Б — зона абляции; В — неизменный материал; Г — пример возможного достижения зоной Б теплозащищаемой стенки; q_к — конвективный тепловой поток к поверхности материала; q_R — радиационный тепловой поток; Т₁ — начальная температура; Т₂ — температура кипения; Т₃ — температура плавления, T₄ — темпера начала «коксования»; Т₅ — температура начала термического разложения; Т₆ — температура теплозащищаемой стенки в момент времени, соответствующий указанному положению зоны Б; М — направление движения уносимой массы

Различают следующие виды абляционных материалов: разлагающиеся (политетрафторэтилен, полиэтилен и др.), сублимирующиеся (например, графит при температурах около 3800  °С, давлениях до 10 МПа и отсутствии окисляющего агента), плавящиеся (кварц, пенокерамика и др.).

Наиболее распространены армированные органические и кремнийорганические материалы, абляция которых характеризуется совокупностью нескольких одновременно протекающих процессов, как показано на рис. 2. [10] В начальный момент на поверхности образуется пленка расплава и начинается нагрев нижележащих слоев, возникает зона абляции, т.е. плавления и пиролиза с образованием твердого, обычно пористого углеродного остатка. С течением времени эта зона смещается в сторону защищаемой поверхности, толщина слоя неизменного абляционного материала уменьшается, а температура возрастает. После окончания воздействия высокотемпературного газового потока зона абляции может достигнуть защищаемой поверхности, что допустимо лишь по истечении расчетного времени работы изделия.

Абляционные материалы могут быть твердыми (на основе термореактивных синтетических смол и линейных полимеров) и эластичными (на основе нитрильного этилен-пропиленового, синтетического изо-пренового каучука и др.). Армирование материалов волокнистыми наполнителями существенно улучшает их абляционные свойства (табл. 2, 3).  

Таблица 2 — Абляция полимеров в дозвуковом  газовом потоке   (испытания на кислородно-ацетиленовой горелке)

Таблица 3  — Абляция фенольных пластиков при содержании наполнителя около 60%

Первыми известными абляционными материалами были метеориты. Эти термически разрушающиеся тела впервые показали принципиальную возможность тепловой защиты сверхзвуковых летательных аппаратов. В связи с этим были начаты исследования с целью определения структуры и состава метеоритов. Полученные данные оказались очень интересными, хотя практически дали немного.

Очевидно, что каменные и железные метеоритные материалы непригодны для создания искусственных теплозащитных систем ввиду их весьма высокой плотности и низкой надежности. Поэтому были начаты исследования с целью изучения свойств различных абляционных материалов. Для защиты и тепловой изоляции металлических конструкций, подвергающихся воздействию выхлопных газов ракетного двигателя, использовали различные методы. Обнаружилось, что определенные армированные пластмассы и керамика проявляют значительную стойкость при кратковременном воздействии сверхвысоких температур.

Кроме того, выяснилось, что высокая температура окружающей среды локализуется главным образом в тонком поверхностном слое абляционных материалов. Очевидно, что такие теплозащитные материалы могли бы применяться для тепловой защиты космических аппаратов, возвращаемых на землю, и систем ракетных двигателей. В последующие годы были исследованы тысячи различных материалов, композиций и конструкций методом их многократных испытаний при высоких температурах. [6]

Имитация условий окружающей среды зачастую оказывалась недоступной в лабораторных условиях. Тем не менее был достигнут необходимый температурный интервал условий испытания, и было получено много ценных сведений о свойствах различных материалов. Композиции на основе пластмасс оказались наиболее приемлемыми, так как сочетали уникальные свойства индивидуальных компонентов. Кроме того, оказалось возможным регулировать содержание отдельных компонентов в составе композиций и таким образом обеспечивать необходимые свойства, удовлетворяющие определенным требованиям эксплуатации.

В настоящее время существует два фактора, ограничивающих применение теплозащитных пластмасс. Во-первых, термическая эффективность и работоспособность абляционных пластмасс снижается при высоких напряжениях, возникающих при воздействии окружающей среды. Во-вторых, полезный срок службы абляционных материалов сильно ограничен во времени. В общем случае оптимальным является срок службы, исчисляемый минутами или секундами, причем работоспособность абляционных материалов снижается по мере увеличения длительности экспозиции.

Рассмотрим применение теплозащиты пилотируемых космических кораблей на примере аппаратов первого поколения (Восток и Меркурий).

При создании «Востока» конструкторы исходили из решений, дающих максимальную надежность. Поэтому форму спускаемого аппарата выбрали в виде шара (рис. 3). Неравномерность распределения веса обеспечивала эффект «ваньки-встаньки», когда спускаемый аппарат самостоятельно, без какого-либо управления, устанавливался в правильное положение. А теплозащита наносилась на всю поверхность спускаемого аппарата. При торможении о плотные слои атмосферы воздействие на поверхность шара было неравномерным, поэтому слой теплозащиты имел различную толщину.

Рис. 3. Слева: обтекание сферы на гиперзвуковой скорости (в аэродинамической трубе), справа: неравномерно обгоревший спускаемый аппарат «Восток-1»

Коническая форма «Меркурия» означала, что теплозащита потребуется только снизу (рис. 4). С одной стороны, это экономило вес, с другой стороны, неверная ориентация корабля при входе в плотные слои атмосферы означала высокую вероятность его разрушения. На верхней части корабля стоял специальный аэродинамический спойлер, который должен был перевернуть «Меркурий» кормой вперед. [8]

Рис. 4. Слева: конус на гиперзвуковой скорости в аэродинамической трубе, справа: теплозащита «Меркурия» после посадки.

Что любопытно, материал теплозащиты был схожим — на «Востоке» пропитанная смолой асбестовая ткань, на «Меркурии» — стекловолокно и резина. В обоих случаях тканеподнобный материал с наполнителем сгорал послойно, а наполнитель испарялся, создавая дополнительный слой теплозащиты.

 В заключение следует отметить, что ракетно-космическая промышленность находится на стадии развития. Впереди еще много новых и сложных задач, решение которых неминуемо приведет к появлению оригинальных технических решений, в том числе и в области тепловой защиты. Ученые уже успешно тестируют различные виды новых абляционных материалов и другие новые технологии, связанные с тепловой защитой, большинство этих разработок являются секретными. С развитием тепловой защиты будут повышаться возможности космических аппаратов, а значит, будут открыты новые возможности освоения космоса человечеством.

2. Материалы, используемые в космических аппаратах

Основу развития техники составляют знания о свойствах материалов. Во всех космических аппаратах используются разнообразные материалы в самых различных условиях.

В последние несколько лет резко возросло количество изучаемых материалов и представляющих для нас интерес характеристик. Быстрый рост количества технических материалов, используемых при создании космических кораблей, а также возрастающая взаимозависимость конструкций космических кораблей и свойств материалов иллюстрируются табл. 4. В 1953 г. алюминий, магний, титан, сталь и специальные сплавы представляли интерес в первую очередь как авиационные материалы. Пять лет спустя, в 1958 г., они получили широкое применение в ракетостроении. В 1963 г. каждая из указанных групп материалов включала уже сотни комбинаций элементов или составных частей, а количество представляющих интерес материалов увеличилось на несколько тысяч. В настоящее время почти везде нужны новые и усовершенствованные материалы, и вряд ли положение изменится в будущем.

Таблица 4 — Материалы, используемые в конструкциях космических аппаратов

               Потребность в новых знаниях в области материаловедения и технологии материалов находит отклик в наших университетах, частных компаниях, независимых исследовательских организациях и различных правительственных органах. Табл.5 дает некоторое представление о характере и масштабах исследований, проводимых НАСА в области разработки новых материалов. Эти работы включают как фундаментальные, так и прикладные исследования. Наибольшие усилия сосредоточены в области фундаментальных исследований по физике твердого тела и химии. Здесь представляют интерес атомное строение материи, межатомные силовые взаимодействия, движение атомов и особенно влияние дефектов, соизмеримых с размерами атомов.

Таблица 5 — Программа исследования материалов

К следующей категории относятся конструкционные материалы с большой удельной прочностью, как титан, алюминий и бериллий, теплостойкие и тугоплавкие сплавы, керамика и полимеры. К особой группе следует отнести материалы для сверхзвуковой транспортной авиации.

В программе НАСА постоянно возрастает интерес к категории материалов, используемых в электронике. Ведутся исследования сверхпроводников и лазеров. В группе полупроводников изучаются как органические, так и неорганические материалы. Ведутся также исследования в области термоэлектроники.

И наконец, программа исследования материалов завершается рассмотрением с весьма общих позиций вопросов практического использования материалов.

Чтобы показать потенциальные возможности применения результатов исследования материалов в будущем, я остановлюсь на исследованиях, связанных с изучением влияния пространственного расположения атомов на фрикционные свойства металлов.

Если бы удалось уменьшить трение между соприкасающимися металлическими поверхностями, то это позволило бы усовершенствовать практически все типы механизмов с подвижными частями. В большинстве случаев трение между соприкасающимися поверхностями велико, и чтобы его снизить, применяется смазка. Однако понимание механизма трения между несмазанными поверхностями также представляет большой интерес.

На рис.5 представлены некоторые результаты исследований, проведенных в Льюисском исследовательском центре. Эксперименты проводились в условиях глубокого вакуума, так как атмосферные газы загрязняют поверхности и резко изменяют их фрикционные свойства. Первый важный вывод состоит в том, что фрикционные характеристики чистых металлов в сильной степени зависят от их естественной атомной структуры (см. левую часть рис.5). При затвердевании металлов атомы одних образуют гексагональную пространственную решетку, а атомы других — кубическую. Было показано, что металлы с гексагональной решеткой обладают гораздо меньшим трением, чем металлы с кубической решеткой.

Рис. 5. Влияние атомной структуры на сухое трение (без смазки)

Затем был исследован ряд металлов, атомы которых расположены в вершинах шестигранных призм с разными расстояниями между их основаниями. Исследования показали, что трение уменьшается с увеличением высоты призм (см. центральную часть рис. 5). Наименьшим трением обладают металлы с максимальным отношением расстояния между основаниями призм к расстоянию между боковыми гранями. Этот экспериментальный результат согласуется с выводами теории деформации металлов.

На следующем этапе в качестве объекта исследования был выбран титан, о котором известно, что он имеет гексагональную структуру и плохие фрикционные характеристики. Чтобы улучшить фрикционные характеристики титана, стали исследовать его сплавы с другими металлами, присутствие которых должно было увеличить размеры атомных решеток. Как и ожидалось, с увеличением расстояния между основаниями призм трение резко уменьшилось (см. правую часть рис.5). В настоящее время проводятся дополнительные эксперименты по дальнейшему улучшению свойств титановых сплавов. Например, мы можем «упорядочить» сплав, т.е. с помощью термообработки расположить атомы разных элементов более подходящим образом и исследовать, как это повлияет на трение. Новые достижения в этой области повысят надежность машин, имеющих вращающиеся части, и, по-видимому, откроют широкие возможности в будущем.

Хотя может создаться впечатление, что в последнее время мы достигли больших успехов в разработке теплостойких материалов, прогресс в исследовании космического пространства в следующие 35 лет будет тесно связан с разработкой новых материалов, которые могли бы работать при высоких температурах в течение многих часов, а в некоторых случаях и лет.

На рис.6 показано, как это важно. По оси ординат здесь отложено время работы в часах, а по оси абсцисс — рабочая температура в градусах Цельсия. В заштрихованной области от 1100 до 3300°С единственными металлическими материалами, которые можно использовать, являются тугоплавкие металлы. На оси ординат горизонтальной чертой отмечена продолжительность работы, равная одному году. Область рабочих параметров ядерного ракетного двигателя ограничена температурами от 2100 до 3200° С и продолжительностью работы от 15 мин до 6 час. (Эти цифры являются весьма приближенными и приводятся только для ориентировочного определения границ области рабочих параметров.)

Рис. 6. Требования к теплостойким материалам

Область с надписью «гиперзвуковые самолеты» характеризует условия работы материалов обшивки. Здесь требуется гораздо большая продолжительность работы. Для космических аппаратов многократного использования называют времена работы всего от 60 до 80 час, однако на самом деле может потребоваться продолжительность работы порядка тысяч часов в интервале температур от 1320 до 1650° С и более.

По рис.6 можно судить о значении тугоплавких металлов для решения задач, которые ставит программа исследования космического пространства. Некоторые из этих материалов уже применяются, и я уверен, что они будут усовершенствованы и приобретут с течением времени еще большее значение.

Иногда можно услышать, что современная технология материалов на самом деле не наука, а скорее высокоразвитое искусство. Возможно, это отчасти и так, но я уверен, что материаловедение и технология материалов уже достигли весьма высокого уровня развития и сыграют большую роль в жизни нашей страны на рубеже 2000 г.

3.  Системы теплозащиты российских спускаемых аппаратов: современное состояние

Система теплозащиты российских спускаемых аппаратов кораблей одноразового использования совершенно непохожа на систему теплозащиты американских шаттлов (равно как и российского «Бурана»), основанных на использовании твердых – хотя и хрупких, и в этом основная проблема – синтетических материалов. Ее основная идея восходит еще к самым первым экспериментам советской космической программы. В 50-х годах, когда руководство советской космической программы решило начать работы по выведению на орбиту вокруг Земли первого искусственного спутника планеты, потребовалось получить полный информационный контроль над поведением последней ступени и полезной нагрузки. Телеметрические системы не могли работать при предельно больших температурах, возникающих от трения движущейся на высокой скорости ракеты о воздух. При посадке, о которой в то время уже задумывались, скорости, а следовательно, и температуры, еще больше. [16]

Именно в это время появилась идея, как обеспечить быстрый отвод тепла от космического аппарата. В качестве механизма теплоотвода был предложен один из самых энергоемких в стандартной физике процессов – кипение. Например, вода на переход – без изменения температуры – из жидкой фазы в твердую затрачивает при атмосферном давлении в восемь раз больше энергии, чем ее идет на нагрев от нуля до ста градусов по шкале Цельсия. Нетрудно предположить, что могут быть разработаны синтетические материалы, энергетические затраты на кипение которых – как говорят физики, «теплота парообразования» – могут быть гораздо большими.

Такие материалы действительно разработаны и продолжают улучшаться до сих пор. Тем не менее, общий принцип использования кипения остается неизменным до сих пор. Обычно, в музеях посетителям показывают сверкающие металлическим блеском спускаемые аппараты, однако они совсем не похожи на то, что в реальности представляет собой этот аппарат после приземления. В это время они покрыты толстым слоем, обычно черного, вещества, напоминающего не то смолу, не то резину. Именно этот материал, кипящий и интенсивно испаряющийся с поверхности спускаемого аппарата, позволяет сохранять внутри него приемлемую температуру – при том, что на некоторых этапах спуска температура непосредственно за бортом доходит до трех-четырех тысяч градусов. [9]

Тем не менее, покрыть таким составом весь аппарат невозможно – космонавтам еще надо выбраться из спускаемого аппарата по приземлению, а значит, необходим люк, который не может быть столь же глубоко спрятан под теплозащитой, но должен, обладать устойчивостью против предельно высоких температур.

В качестве такого материала могут использоваться особой структуры материалы на основе углерода. Чистый графит получается из различных органических волокон, богатых углеродом, при высокотемпературной обработке в отсутствии кислорода. Для получения необходимых формы и размера деталей, иногда используется своеобразный способ – в качестве органических волокон используется шерстяная нить, из которой в прямом смысле слова, словно бабушкин носок, вяжется деталь необходимой формы. Впоследствии она обжигается описанным выше способом – и операция повторяется множество раз. Разумеется, от вязания носков технологический процесс отличается – и стерильностью, и требованиями к однородности получаемого материала, и множеством других деталей.

Заключение

Итак, теплозащитные материалы для спускаемых космических аппаратов действительно разработаны и продолжают улучшаться до сих пор.

Для защиты СА от аэродинамического нагрева применяются твердые материалы, достаточно стойкие к тепловому и механическому воздействию потока и образующие вместе с тепловой изоляцией внешний слой конструкции СА; этот слой называют тепловой защитой, а материалы — теплозащитными.

Среди возможных вариантов тепловой защиты следует назвать излучательные системы, системы с теплопоглощением и абляционные системы. Излучательные системы основаны на применении внешней тонкой оболочки из высокотемпературного материала, которая, будучи нагретой, излучает в пространство тепло, уравновешивающее поток тепла от аэродинамического нагрева. Максимальная допустимая рабочая температура материала оболочки ограничивает условия применения тепловой защиты по поступающему потоку тепла. Защита такого типа была использована на КК «Меркурий», боковая коническая поверхность которого была покрыта черепицей из никель-кобальтового сплава толщиной 0,4 — 0,8 мм со слоем теплоизоляции под ней. [10]

Системы с теплопоглощением не только излучают тепло, но и накапливают его в материале, теплоемкость которого должна быть высокой, а слой толстым. Такая система применялась на КК «Меркурий» в более теплонапряженной зоне на боковой цилиндрической поверхности с использованием пластин из бериллия толщиной около 5,5 мм.

Применяют комбинированные и сублимирующие абляционные материалы. В первом случае в материал вводится наполнитель (например, стеклянный), который усиливает коксовый слой, а на поверхности плавится и частично испаряется. Материалы такого рода имеют повышенную плотность и прочность. Сублимирующие материалы (например, типа фторопласта) не образуют коксового остатка, при нагреве переходят из твердой фазы в газообразную и имеют относительно низкую температуру сублимации и малый теплоотвод излучением.

Абляционные материалы применялись для лобовых теплозащитных экранов всех СА, а также на боковой поверхности СА всех отечественных КК и американского КК «Аполлон». В частности, на спускаемом аппарате КК «Союз» лобовой щит выполнен из абляционного материала с наполнителем в виде асбестовой ткани, а боковая теплозащита представляет собой трехслойный пакет из сублимирующего материала типа фторопласта, плотного абляционного материала типа стеклотекстолита, создающего прочную оболочку, и теплоизолятора в виде волокнистого материала с легкой связующей пропиткой. При этом поперечные срезы теплозащиты (люки, стыки и т. д.) закрыты окантовками из плотного абляционного материала. Такая теплозащита проста по конструкции и технологична. [7]

На КК «Аполлон» использовался абляционный материал, которым заполнялась сотовая конструкция на основе стеклоткани, приклеенная к корпусу СА.

Толщина тепловой защиты по поверхности СА, как правило, неравномерна и выбирается с учетом распределения тепловых потоков и заданной температуры корпуса СА. Так, на КК «Аполлон» толщина защиты лежит в диапазоне от 8 до 44 мм.

В конструкции теплозащиты должны учитываться свойства материалов в части линейных расширений при нагреве.

Список литературы

1. Айрапетян М. А. Тепловая защита в космической технике. Молодежный научно-технический вестник 03, март 2016
2. Авдуевский В.С. Галицейский Б.М., Данилов Ю.И. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической теплотехнике/ Под ред. Авдуевского В.С., Кошкина В.К. – М.:Машиностроение,2001, 520с.
3. Бичер Н., Розенсвейг Р.Е. Ракетная техника // Журнал Американского ракетного общества (рус. пер.). 2001. No 4. С. 81-90.
4. Горский В.В., Оленичева А.А., Реш В.Г. Определение физических свойств углеродных материалов по результатам абляционных экспериментов, проведенных в струях газодинамических установок // Наука и образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. журн. 2015. No 10. DOI: 10.7463/1015.0814845
5. Дубинкер Ю.Б., Донской А.А. Эластомерные теплозащитные материалы. Обзор. М.: Машиностроение, 2009. 81 с.
6. Донской А.А. Зарубежные теплозащитные материалы на основе кремнийорганических эластомеров, ВИАМ, 2002, 59 с.
7. Камалов B.C. Производство космических аппаратов. М.: Машиностроение, 2002. 280 с.
8. Колесников С.А. Технология машиностроения, 2006,N8, с. 11-18.
9. Елисеев Ю.С. и др. Неметалические КМ в элементах конструкций и производстве авиационных ГТД. М.: Изд. МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2007, 368с.
10. Михайлин Ю.А. Термоустойчивые полимеры и полимерные материалы С.-Петербург, Профессия, 2006, 624с.
11. Муди Генри. Теплозащитная система с переменной плотностью волокон: пат. 2293718 Российская Федерация. 2007. Бюл. No 5. 22 с.
12. Никитин П.В. Тепловая защита. Учебник высшей школы. – М.: Изд-во МАИ, 2006, 510с.
13. Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б.. Тепловая зашита. М.: Энергия, 2006. 392 с.
14. Салахутдинов Г.М.. Тепловая защита в космической технике. М.: Знание, 2002. 64 с.
15. Цаплин С.В., Болычев С.А., Романов А.Е. Теплообмен в космосе. Самара: Самарский университет, 2013. 53 с.
16. Официальный сайт Газета.ру https://www.gazeta.ru/2018/02/02/sistemyteplo.shtml