Анализ эффективности применения анизотропных теплозащитных материалов при реализации траекторий с многократным входом в атмосферу

В случае полной реализации программ «Луна», Artemis, Chang’e, направленных на изучение и освоение Луны, ожидается значительное увеличение грузооборота между ней и Землей. Это делает перспективными работы, направленные на исследование и разработку соответствующих космических аппаратов и их конструктивных элементов, в частности теплозащитных покрытий, обеспечивающих сохранность аппарата при движении (спуске) в плотных слоях атмосферы. Особенностью траектории возвращения космического аппарата с орбиты Луны является близость скорости его входа в атмосферу Земли к параболической. Это обстоятельство в силу более высоких по сравнению с действующими на орбитальные спускаемые аппараты конвективных и радиационных тепловых потоков значительно усложняет решение проблемы создания тепловой защиты такого аппарата. Проведенный анализ показал, что при реализации траектории возвращения космического аппарата с многократным входом в атмосферу Земли можно выбрать такую траекторию (по крайней мере для грузовых полетов), на которой интенсивность теплообмена на поверхности покрытия не превысит допустимого уровня. В этом случае применение современных и перспективных анизотропных теплозащитных композиционных материалов может позволить снизить температуру на поверхности аппарата до уровня, не приводящего к разрушению теплозащитного покрытия.

Литература

[1] Artemis. URL: https://www.nasa.gov/specials/artemis/ (дата обращения 4 февраля 2020).

[2] Mann A. China’s Chang’e Program: Missions to the Moon. URL: https://www.space.com/43199-chang-e-program.html (дата обращения 1 февраля 2020).

[3] Багров А.В., Митькин А.С., Сысоев В.К., Юдин А.Д. Предложения по развитию инженерной инфраструктуры как важного этапа в исследовании и освоении Луны. Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2018, № 4(42), с. 24–30.

[4] Никитин П.В. Тепловая защита. Москва, Изд-во МАИ, 2006. 512 с.

[5] Суржиков С.Т. Расчетное исследование аэротермодинамики гиперзвукового обтекания затупленных тел на примере анализа экспериментальных данных. Москва, ИПМех РАН, 2011. 192 с.

[6] Феоктистов К.П., ред. Космические аппараты. Москва, Воениздат, 1983. 319 с.

[7] Leonov V.V., Grishko D.A. Estimates of the Trajectory Parameters and Thermal Loads for a Ballistic Capsule Returning from the Moon with Multiple Dives into the Earth Atmosphere. Journal of Engineering and Applied Sciences, 2019, vol, 14, iss. 6, pp. 1775–1780, doi: 10.36478/jeasci.2019.1775.1780

[8] Leonov V.V., Grishko D.A., Shvirkina O.S., Ayrapetian М.А, Nikitin, G.A., Blinkov, V.A. Multiple entry trajectory scenarios for returning from the Moon: advantages and disadvantages. Proc. of 70th International Astronautical Congress, 21–25 October 2019, Washington, DC, 2019, v. 2019-October, IAC-19_C1_IP_3_x49850.

[9] Шевелев Ю.Д., Сызранова Н.Г. Влияние химических реакций на теплопередачу в пограничном слое. Физико-химическая кинетика в газовой динамике, 2010, т. 10, № 2, с. 91–126. URL: http://chemphys.edu.ru/issues/2010-10/articles/325/ (дата обращения 15 августа 2020).

[10] Ревизников Д.Л., Сухарев Т.Ю. Гиперзвуковое обтекание затупленных тел в условиях атмосферы Земли и Марса. Сравнительный анализ математических моделей. Тепловые процессы в технике, 2018, т. 10, № 1–2, с. 5–15.

[11] Tauber M.E., Grant E.P., Dinesh Prabhu. Stagnation Point Radiative Heating Relations for Venus Entry. NASA Ames Research Center Report No. ARC-E-DAA-TN2887, Virginia, 2012. 6 p.

[12] Голомазов М.М., Иванков А.А. Программный комплекс для разработки систем тепловой защиты космических аппаратов, спускаемых в атмосферу планет. Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2017, № 3, c. 41–53.

[13] Номура Ш.К. Определение плотности теплового потока в критической точке тупого тела, обтекаемого гиперзвуковым потоком при малых числах Рейнольдса. Аэрокосмическая техника, 1984, т. 2, № 7.

[14] Провоторов В.П., Степанов Э.А. Приближенные зависимости для расчета теплообмена на теле, обтекаемом гиперзвуковым потоком газа. Ученые записки ЦАГИ, 1992, т. 23, № 2, с. 25–29.

[15] Елисеев А.Н., Миненко В.Е., Якушев А.Г., Агафонов Д.Н. Проектный аэродинамический и термобаллистический анализ спускаемого аппарата класса «несущий корпус». Наука и образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2015, № 10, с. 88–125. URL: http://engineering-science.ru/doc/815132.html (дата обращения 20 мая 2020), doi: 10.7463/1015.0815132

[16] Авдуевский В.С., Кошкин В.К., ред. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. Москва, Машиностроение, 1992. 528 с.

[17] Зарубин В.С., Леонов В.В., Зарубин В.С. (мл.) Нагрев сегмента шарового слоя анизотропного теплозащитного покрытия. Тепловые процессы в технике, 2019, т. 11, № 12, с. 556–563, doi: 10.34759/tpt-2019-11-12-556-563

[18] Зарубин В.С., Леонов В.В., Зарубин В.С. (мл.) Нагрев анизотропного слоя теплозащитного покрытия при гиперзвуковом обтекании сферического затупления. Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, 2019, № 1, с. 73–80.

[19] Зарубин В.С., Зарубин В.С. мл., Леонов В.В. Неравномерный нагрев поверхности анизотропного шарового слоя. Тепловые процессы в технике, 2019, т. 11, № 3, с. 115–123.

[20] Зарубин В.С., Леонов В.В., Зарубин В.С. (мл.) Температурное состояние анизотропного шарового слоя при конвективном теплообмене с окружающей средой. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Естественные науки, 2019, № 4, с. 40–55, doi: 10.18698/1812-3368-2019-4-40-55

[21] Leonov V.V., Zarubin V.S. Jr. Uneven Heating of the Anisotropic Spherical Layer of the Heat-Protective Coating. AIP Conference Proceedings, 2019, vol. 2171, art. no. 030004, doi: 10.1063/1.5133170

[22] Фиалков А.С., Бавер А.И., Сидоров Н.М., Чайкун М.И., Рабинович С.М. Пирографит. Получение, структура, свойства. Успехи химии, 1965, т. 34, № 1, с. 132–153, doi: https://doi.org/10.1070/RC1965v034n01ABEH001405

[23] Соседов В.П., ред. Свойства конструкционных материалов на основе углерода: справочник. Москва, Металлургия, 1975. 336 с.

[24] Ваганов А.В., Дмитриев В.Г., Задонский С.М., Киреев А.Ю., Скуратов А.С., Степанов Э.А. Оценки теплового режима малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата на этапе его проектирования Estimations of low-sized winged reentry vehicle heat regimes on the stage of its designing. Физико-химическая кинетика в газовой динамике, 2007, т. 5. URL: http://chemphys.edu.ru/issues/2007-5/articles/51/

[25] Walker S.P., Daryabeigi K., Samareh J.A., Armand S.C., Perino S.V. Preliminary Development of a Multifunctional Hot Structure Heat Shield. AIAA Paper 2014-0350, 2014, 13 p., doi: 10.2514/6.2014-0350

[26] Самарский А.А., Вабищевич П.Н. Вычислительная теплопередача. Москва, Едиторал УРСС, 2003. 784 с.

[27] Власова Е.А., Зарубин В.С., Кувыркин Г.Н. Приближенные методы математической физики. Москва, Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2001. 700 с.

[28] Галанин М.П., Савенков Е.Б. Методы численного анализа математических моделей. Москва, Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018. 592 с.

[29] Гофин М.Я. Жаростойкие и теплозащитные конструкции многоразовых космических аппаратов. Москва, Мир, 2003. 671 с.

[30] Гусарова И.А. Выскотемпературный теплоизоляционный материал на основе керамических волокон High-temperature thermal insulation material based on ceramic fibers. Космическая наука и технология, 2017, т. 23, № 2, с. 24–31, doi: https://doi.org/ 10.15407/knit2017.02.024

[31] Полежаев Ю.В., Фролов Г.А. Тепловое разрушение материалов. Киев, Из-во НПМ НАНУ, 2005. 288 с.