Анализ тепловых режимов передней композитной кромки крыла малоразмерного аэрокосмического аппарата
Авторы: Бодня И.С., Тимошенко В.П.
Опубликовано в выпуске: #9(81)/2018
DOI: 10.18698/2308-6033-2018-9-1805
Раздел: Авиационная и ракетно-космическая техника | Рубрика: Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов
Термостойкие композитные материалы широко применяются в конструкциях многоразовых аэрокосмических аппаратов для обеспечения эффективной тепловой защиты элементов силовой конструкции. Для определения влияния внешнего атмосферного давления воздуха на поле температур внутри пористого теплозащитного покрытия (ТЗП) проведен тепловой анализ одного из видов подобного ТЗП — термостойкой пористой керамики на основе волокон Al2O3. В качестве моделируемой конструкции принята передняя кромка крыла малоразмерного космического корабля. Разработана математическая модель, которая учитывает зависимость теплопроводности ТЗП от температуры и давления на всем участке спуска аппарата в атмосфере. В соответствии с результатами проведенного на основе этой модели расчета выявлено 15%-ное различие значений максимальной температуры силовой конструкции и значений для расчетной модели, у которой тепловодность ТЗП зависит лишь от температуры при давлении p = 101,325 кПа (1 атм). Исходя из полученных результатов, сделан вывод, что внешнее давление воздуха является одним из основных факторов, которые необходимо учитывать при проектировании пористого ТЗП многоразового аэрокосмического аппарата
Литература
[1] Dumbacher D. NASA’s Second Generation Reusable Launch Vehicle Program Introduction, Status and Future Plans. 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Huntsville, Alabama. AIAA, 2002, no. 7.
[2] Johnson S.M. Thermal Protection Materials: Development, Characterization and Evaluation. Germany, Munich, 2012, 53 p.
[3] Daryabeigi K., Knutson J.R., Cunnington G.R. Heat Transfer Measurement and Modeling in Rigid High-Temperature Reusable Surface Insulation Tiles. AIAA, 2011, vol. 345, pp. 2011.
[4] Nanowick L., Flow C. Lightweight Thermal Protection System for Atmospheric Entry. NASA Tech Briefs, 2007, no. 10. pp. 20–21.
[5] Tatsuki O., Mrityunjay S. Engineered Ceramics: Current Status and Future Prospects. New Jersey, John Wiley & Sons, 2015, 232 p.
[6] Pezzella G., Battista F., Schettino A., Marini M., Matteis P. Hypersonic Aerothermal Environment Preliminary Definition of the Cira Ftb-X Reentry Vehicle. Environment, 2007, no. 11, pp. 1–25.
[7] Viviani A., Pezzella G. Heat Transfer Analysis for a Winged Reentry Flight Test Bed. International Journal of Engineering, 2009, vol. 3, no. 3, pp. 329–345.
[8] Грибков В.Н., Мизюрина Г.Т., Щетанов Б.В., Ляпин В.В. Возможности волокнистой тепловой защиты. Труды Первой Международной авиационной конференции «Человек–Земля–Космос». Москва, Российская инженерная академия. Секц. «Авиакосмическая», 1995, т. 5, с. 223–231.
[9] Зиновьев С.Н., Померанцева К.П., Моисеев Е.В., Шалин Р.Е., Шепелева Л.И. Термостойкий углепластик КМУ-8. Авиационная промышленность, 1987, № 5, с. 9.
[10] Stewart D.A., Leiser D.B. Toughened Unipiece, Fibrous, Reinforced, Oxidization-Resistant Composite. Pat. 7314648 USA, USA, 2008, vol. 1, no. 12.
[11] Костылев В.М. Теплопроводность дисперсных тел при различной величине атмосферного давления. Теплофизика высоких температур, 1964, т. 2, № 1, с. 21–28.
[12] Суржиков С.Т., Шувалов М.П. Анализ радиационно-конвективного нагрева четырех типов спускаемых космических аппаратов. Физико-химическая кинетика в газовой динамике, 2014, т. 15, вып. 4, с. 1–18.
[13] Бобылев А.В., Ваганов А.В., Дмитриев В.Г., Задонский С.М., Киреев А.Ю., Степанов Э.А., Ярошевский В.А. Разработка аэродинамической компоновки и исследования аэротермо-динамических характеристик малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата. Ученые записки ЦАГИ, 2009, т. XL, № 3, с. 3–15.
[14] Denisov O., Minakov D., Kirbay A. Methodical Specifics of Thermal Experiments with Thin Carbon Reinforced Plates. Science and Education of the Bauman MSTU, 2015, vol. 15, no. 7, pp. 171–184.