Тепловая защита Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. (1013698), страница 64
Текст из файла (страница 64)
В тех случаях, когда измерение темпера. туры разрушающейся поверхности затруднено, ее можно оценить, исхо дя из определяющего механизма разрушения — сублимации основно1 компоненты данного композиционного материала. Для стеклопластико такой компонентой является стекло ЯОго а скорость сублимации связан~ с температурой выражением (10-7) 2н — Тм / л Мзю, Использовать экспериментальные данные для определения 7в или рассчитывать температуру поверхности по формуле (10-7) можно только в том случае, когда конвективный тепловой поток практически полно- Рнс.
1ОЧЗ. Способм тепловой зашитм от совместного канвективно-рапнапиоииого теплового потока. а — отражение разрушаюшейсн поверхностью; б — отражение внутрен. ией поверхностью пшгрмтнк. аппалсл снесть сказ сапожка б) а) стью блокирован газообразными продуктами разрушения, т. е. например для ламинарного пограничного слоя при Ою = 6ю((сс,'ср)о ) 1,'у = 1г7; здесь у — коэффициент вдува в линейном приближении. Защита от совместного теплового воздействия 10-4. Оптимизация тепловой защиты при сверхорбитальных скоростях полета Любая попытка создания системы тепловой защиты рано или поздно заканчивается оптимизацией, т.
е. поиском наиболее выгодного варианта. При этом конструктор сталкивается со сложной технической задачей, обусловленной не столько необходимостью рассмотреть большое число схем или рецептур теплозащитных покрытий, сколько с трудностями выделения единственного критерия оптимизации. Например, сравнивая пористую н разрушающуюся системы тепловой за!циты, можно минимизировать массу системы или выделить критерий надежности [безотказности) работы, а можно во главу угла поставить требование саморегулирования при резком изменении внешних тепловых нагрузок.
Очень часто возможность оптимизации серьезно ограничивается неопределенностью задания условий работы или характеристик самой теп- Рнс. 10-14. сравнение еффектнвности тепловой ваганты для двух выбранных конфигураций спуснаемых аппаратов сегмеиталаиой (а) и удлиненного конуса (б) при различных скоростях входа У [Л. 10.1!. 1 — нижняя граница 1 ; 1 — верхняя оценка излучения; 8 — верхняя а! граница 11 ! 4 — нижняя оценка излучения; б — турбулентный слой; 6 — ламииарный слой.
н я и 25.0 и а !2,5 Ы )5,5 )4,5 )5,5 хи [ с а) 14,5 Б,5 км)с б) лозащитной системы. Последнее, в частности, весьма показательно для перспективных изделий ракетно-космической техники, например, для спускаемых аппаратов, предназначенных для входа в атмосферу Земли после полетов к другим планетам Солнечной системы. Данный параграф 306 посвящен исследованию наиболее выгодной в весовом отношении си- Оптимизации тепловоц стемы тепловой защиты спускаемого аппарата, причем показано, каке диапазон исходных данных, начиная от геометрической формы аппарат и кончая критериями перехода ламинарного пограничного слоя в турб лентный, приходится учитывать при проведении оптимизации, Даже при гиперболических скоростях полета (например, при Р" )15 км)с) можно избежать радиационного теплового воздействия большей части поверхности спускаемого аппарата.
Для этого его нео ходнмо выполнить заостренным, например, в виде затупленного кону (рис. 10-14, б). С учетом требований к маневрированию в атмосфере п планирующем спуске в работе (Л. 10-6] выделены две возможные ков фигурации спускаемых аппаратов: сегментальная (типа «Аполлон» и заостренная, составленная из двух кососрезанных конусов, и провед< но исследование различных параметров, влияющих на массу теплов; щитной системы. Лобовая поверхность (щит) первого из рассмотренных аппаратс почти вдвое меньше, чем у конического, однако большая интенснвносз теплообмеиа на его поверхности и, главное, наличие радиационного те| лового потока делают проблему его тепловой защиты довольно сложно~ Напротив, большая часть поверхности заостренного аппарата, окр) женная относительно холодным сжатым слоем, подвержена конвекти1 ному тепловому нагреву, и лишь в окрестности затупления, где темпер~ тура газа близка к параметрам торможения, существует область совм~ стного радиационно-конвективного теплового воздействия.
Однако даж в этой области радиационный тепловой поток существенно меньше, че у сегментального, поскольку толщина сжатого слоя определяется ради сом затупления. Значительную неопределенность в расчет тепловой защиты сегме~ тального аппарата вносит неточность определения теплового эффект «радиационного» вдува, а также энтальпии разрушения 7а, а в расче защиты конического аппарата — положение точки перехода от ламина) ного режима течения в пограничном слое к турбулентному.
Последне также связано с оценкой эффекта вдува, поскольку в турбулентном ш граничном слое коэффициент вдува уг почти втрое меньше, чем в лам$ парном чл, а соотношение тепловых потоков к непроницаемой поверхн~ сти обратное: дот втрое выше дел В результате тепловой поток, подве денный к разрушающейся поверхности, оказывается в 7 раз выше пр турбулентном режиме. При расчетах в работе 1Л, 10-61 предполагалос; что критическое число Рейнольдса, рассчитанное по локальным параме' рам набегающего потока, составляет Кеир — — 2,5. 10', однако за сче влияния различных факторов оно может снизиться до 0,1.10'. Первом из этих значений в период максимального нагрева соответствовал лам| парный режим течения на большей части конического аппарата, тога как второму — турбулентный почти на всей поверхности, за исключен~ ем носового затупления.
Результаты расчетов относительной массы теплозащнтного покрыти приведены на рис. 10-14. С ростом скорости полета масса тепловой защр~ !ащита от совместного теплового воздействия ты сегментального аппарата увеличивается быстрее, чем у конического. Это связано с тем, что в рассматриваемом диапазоне и' излучение увеличивается примерно в 5 раз.
При конвективном нагреве рост теплового потока компенсируется пропорциональным увеличением теплового эффекта вдува. Поэтому для конического аппарата суммарная толщина унесенного, прококсованного и теплоизоляционного слоя изменяется слабо и для средней части поверхности конуса составляет около 25 мм при ламинарном потоке и 51 мм при турбулентном (плотность материала р12 кг(мз). Отметим, что семикратное увеличение теплового потока к разрушающейся поверхности в турбулентном пограничном слое не привело к пропорциональному увеличению толщины покрытия, поскольку за счет роста температуры поверхности эффективность разрушения резко увеличилась.
Для лобового щита сегментального аппарата суммарная толщина прококсованного и теплоизоляционного слоев составляет около 25 мм, тогда как толщина унесенного слоя быстро возрастает по мере приближения к точке торможения, достигая 20 мм при 1г =15 кмис. Таким образом, проведенный анализ показывает, что аэродинамические условия по-разному влияют на массу защиты сегментального и конического аппаратов. Хотя в вариантах расчета с номинальными параметрами обе рассмотренные конфигурации требуют приблизительно равные по массе теплозащитные системы, неопределенность физической модели, использованной при вычислениях, делает сравнение довольно трудным. Если предположить, что все полученные результаты равновероятны, то сегментальная форма более выгодна в диапазоне скоростей входа до К =15 км/с.
Это связано с тем, что неопределенность оценки излучения убывает с уменьшением скорости, тогда как влияние режима обтекания на параметры тепловой защиты конического аппарата оказывается важным при всех рассмотренных скоростях. Глава одиннадцатая МЕТОДЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГ~ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕПЛОЗАЩИТНЫ~ МАТЕРИАЛО~ Задачи экспериментального исследоваии Успешное применение теплозашитных матери, лов зависит от того, насколько подробно изучен поведение и свойства материалов в различных у ловиях конвективного и радиационного нагрев Воспроизведение подобных условий является, к," правило, очень сложной технической задачей, тр бующей значительных затрат.
Поэтому экспер ментальное исследование взаимодействия теплов щитных материалов с высокотемпературной сред< проводится последовательно в три основных этап Вновь разработанные рецептуры теплозащи ных материалов сначала проходят сравнительн> (отборочные) испытания. Параметры среды и и тод испытаний подбирают таким образом, что( выявить наиболее важные свойства материала, х рактеризующие его поведение и возможности в з данных условиях.
Сравнительные испытания пр водят при постояннгях параметрах набегающе потока на одном режиме работы установки. П исследованиях такого типа необходимо учитыва воспроизводимость условий испытаний, надежно( н точность методов контроля параметров высо~ температурной среды, достаточность объема пот чаемой информации для того, чтобы с заданн точностью проводить сравнение материалов.
) результатам сравнительных испытаний отбира наиболее эффективные материалы, которые под~ жат дальнейшему изучению. Второй этап исследований посвящен изучен. механизма разрушения материала и определен~ его основных характеристик в широком диапазс Методы экспериментального исследования теплоэапгптнык материалов изменения параметров высокотемпературной среды (энтальпии, давления, скорости, состава). Результаты этих исследований используются для построения модели разрушения материала, проверки теоретических методов расчета, рекомендации области преимущественного использования данного материала и т. п. Наконец, третий этап исследований охватывает широкий круг вопросов, связанных с изучением теплофизических свойств материалов, в том числе излучательной способности поверхности, теплоты физико-химических превращений, молекулярной массы продуктов разложения связующего и ряда других свойств, которые могут зависеть от характера воздействия набегающего потока, а также технологии изготовления, структуры наполнителя и связующего и т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
