Анализ теплового состояния конструкции орбитального корабля «Буран» в зонах возможного повреждения элементов теплозащитного покрытия

Рассмотрены основные типы теплозащитных конструкций и зоны их установки на внешней поверхности орбитального корабля «Буран». Плиточная теплозащита на основе легковесной волокнистой кварцевой керамики, покрывающая большую часть поверхности аппарата, обладает уникальными по теплопроводности и малой массе характеристиками. Поэтому и в будущем она будет оставаться основой теплозащитных систем аэрокосмических аппаратов, разрабатываемых в США, Китае, Индии и других странах. Возможный перегрев или расплавление защищаемых конструкций вследствие повреждения или потери отдельных теплозащитных плиток представляет собой серьезную проблему. Рассмотрены некоторые виды повреждений: частичный скол плитки, ее полный отрыв вместе с фетровой подложкой и отрыв плитки с сохранением на корпусе аппарата демпфирующей фетровой подложки из органического материала. Для оценки теплозащитных свойств поврежденной фетровой подложки, подвергшейся воздействию воздушной плазмы, проведены экспериментальные исследования ее нагрева в струе высокочастотного индукционного плазмотрона. Полученные данные подтвердили структурную целостность подложки после высокотемпературного нагрева и позволили рассчитать ее эффективную теплопроводность для последующего использования в тепловых расчетах. Выполненные расчеты прогрева конструкции орбитального корабля «Буран» в нескольких зонах с частичным повреждением или полным отрывом единичных теплозащитных плиток позволили оценить допустимые уровни повреждения плиточной теплозащиты, не приводящие к расплавлению металлической обшивки корпуса.
EDN: ZTAESH, https://elibrary/ztaesh

Литература

[1] Клименко Н.Н., Катькалов В.Б., Морозова М.Л. Перспективы многоразовых транспортных космических систем. Часть I. Воздушно-космическая сфера, 2021, № 4, с. 88–99.

[2] Александров В., Романов Р. Взгляды военно-политического руководства США на использование космоса в военных целях. Зарубежное военное обозрение, 2021, № 12, с. 51–57.

[3] Le V.T., Ha N.S., Goo N.S. Advanced sandwich structures for thermal protection systems in hypersonic vehicles: a review. Compos. B. Eng., 2021, vol. 226, art. 109301, doi: https://doi.org/10.1016/j.compositesb.2021.109301

[4] Huang A. Thermal protection materials branch. nasa.gov: веб-сайт. URL: https://www.nasa.gov/general/thermal-protection-materials-branch-reusable-materials/ (дата обращения: 15.01.2024).

[5] Rosenthal J. Spaceplane thermal protection system (TPS) fitting and bonding control. dewesoft.com: веб-сайт. URL: https://dewesoft.com/blog/space-thermal-protection-system-fitting-control (дата обращения: 15.01.2024).

[6] Семенов Ю.П., Лозино-Лозинский Г.Е., Лапыгин В.Л. и др. Многоразовый орбитальный корабль «Буран». Москва, Машиностроение, 1995. 446 с.

[7] Грибков В.Н., Мизюрина Г.Т., Щетанов Б.В. и др. Возможности волокнистой тепловой защиты. Человек-Земля-Космос. Тр. 1-й межд. авиакосмич. конф. Т. 5. Москва, Военная акад. им. Ф.Э. Дзержинского, 1995, с. 223–231.

[8] Гофин М.Я. Жаростойкие и теплозащитные конструкции многоразовых аэрокосмических аппаратов. Москва, ЗАО ТФ Мир, 2003, 672 с.

[9] Williams S.D., Curry D.M. Thermal protection materials. Thermophysical property data. NASA, 1992. 236 p.

[10] Резник С.В., Просунцов П.В. Определение характеристик теплопереноса материалов тепловой защиты многоразовых космических аппаратов по результатам тепловых испытаний. Москва, Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2015. 90 с.

[11] Daryabeigi K. Thermal analysis and design of multi-layer insulation for re-entry aerodynamic heating. AIAA Paper, 2001, no. 2834, doi: https://doi.org/10.2514/6.2001-2834

[12] Просунцов П.В., Резник С.В. Использование данных по коэффициенту теплопроводности полупрозрачных рассеивающих материалов в тепловых расчетах. Гагаринские научные чтения по космонавтике и авиации. Москва, Наука, 1990, с. 56–60.

[13] Буран: веб-сайт. URL: http://www.buran.ru (дата обращения: 15.01.2024).

[14] Lee S.C., Cunnington G.R. Heat transfer in fibrous insulations: comparison of theory and experiment. J. Thermophys. Heat Trans., 1998, vol. 12, no. 3, pp. 297–303, doi: https://doi.org/10.2514/2.6356

[15] Daryabeigi K., Cunnington G., Miller S. et al Combined heat transfer in high-porosity high-temperature fibrous insulations: theory and experimental validation. AIAA Paper, 2010, no. 4660, doi: https://doi.org/10.2514/6.2010-4660

[16] Тимошенко В.П. Проектирование и экспериментальная отработка теплозащиты Бурана. В: Авиационно-космические системы. Москва, Изд-во МАИ, 1997, с. 123–135.

[17] Brodzik Ł. Analysis of damaged alumina enhanced thermal barrier. J. Phys.: Conf. Ser., 2021, vol. 2116, art. 012063, doi: https://doi.org/10.1088/1742-6596/2116/1/012063

[18] Гордеев А.Н., Колесников А.Ф., Якушин М.И. Безэлектродный плазматрон для моделирования неравновесного теплообмена. Москва, ИПМ, 1983. 34 с.

[19] Баронец П.Н., Гордеев А.Н., Колесников А.Ф. и др. Отработка теплозащитных материалов орбитального корабля «Буран» на индукционных плазматронах. Гагаринские научные чтения по космонавтике и авиации. Москва, Наука, 1991, с. 41–52.

[20] Якушин М.И., Тимошенко В.П., Патричная М.П. Термовизионный контроль тепловых режимов при испытаниях элементов конструкции и тепловой защиты орбитального корабля «Буран» на индукционном высокочастотном плазматроне ВГУ–2–200. Техника воздушного флота, 1993, № 4–6, с. 72–74.

[21] Luнs D., Giangaspero V., Viladegut A. et al. Effect of electron number densities on the radio signal propagation in an inductively coupled plasma facility. Acta Astronaut., 2023, no. 212, pp. 408–423, doi: https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2023.07.028

[22] Zheng P., Wu J., Zhang Y. et al. An atmosphere-breathing propulsion system using inductively coupled plasma source. Chinese J. Aeronaut., 2023, vol. 36, no. 5, pp. 223–238, doi: https://doi.org/10.1016/j.cja.2023.03.003

[23] Brociek R., Hetmaniok E., Napoli C. et al. Identification of aerothermal heating for thermal protection systems taking into account the thermal resistance between layers. Int. J. Heat Mass Transf., 2024, vol. 218, art. 124772, doi: https://doi.org/10.1016/j.ijheatmasstransfer.2023.124772

[24] Brociek R., Hetmaniok E., Słota D. Reconstruction of aerothermal heating for the thermal protection system of a reusable launch vehicle. Appl. Therm. Eng., 2023, vol. 219-A, art. 119405, doi: https://doi.org/10.1016/j.applthermaleng.2022.119405

[25] Тимошенко В.П. Расчетные и экспериментальные методы моделирования процессов теплообмена в теплозащите и конструкции аэрокосмических летательных аппаратов. Человек-Земля-Космос. Тр. 1-й межд. авиакосмич. конф. Т. 2. Москва, 1995, с. 230–245.

[26] Резник С.В., Калинин Д.Ю., Михалев А.М., и др. Постановка и результаты комплексных исследований теплопереноса в пористых материалах многоразовых транспортных космических систем. Тр. 2-й межд. науч. конф. Ракетно-космическая техника: фундаментальные и прикладные проблемы. Т. 2. Москва, Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005, с. 83–102.

[27] Han G., Yang Q., Yang F. et al. Design and efficiency assessment of hybrid thermal protection structures for return capsule reentry. Case Stud. Therm. Eng., 2023, vol. 41, art. 102656, doi: https://doi.org/10.1016/j.csite.2022.102656

[28] Zhang Z., Sun Y., Zhou D. et al. Nonlinear transient heat transfer analysis of multilayered thermal protection systems by incremental differential quadrature element method. Case Stud. Therm. Eng., 2023, vol. 52, art. 103730, doi: https://doi.org/10.1016/j.csite.2023.103730