RU173721U1

RU173721U1 - Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения с низкой околоземной орбиты

Info

Publication number: RU173721U1
Application number: RU2016150475U
Authority: RU
Inventors: Евгений Акимович Богачёв; Константин Валерьевич Михайловский; Павел Викторович Просунцов; Сергей Васильевич Резник; Никита Юрьевич Тараскин
Priority date: 2016-12-21
Filing date: 2016-12-21
Publication date: 2017-09-07

Abstract

Полезная модель относится к многоразовым теплозащитным композиционным покрытиям, которые могут быть использованы в космической технике. Техническим результатом предлагаемой полезной модели является схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата, оптимизированная для возвращения аппарата с низкой околоземной орбиты (например, с международной космической станции (МКС)). Технический результат достигается тем, что схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата для возвращения с низкой околоземной орбиты характеризуется составом из слоев нетканого углеродного каркаса и карбидокремниевой матрицы и относится к покрытиям из существенно анизотропных материалов с разными по уровню физико-механическими и теплофизическими характеристиками как слоев, так и по толщине материала. При этом для возвращения аппарата с низкой околоземной орбиты покрытие имеет три слоя: наружный плотный с остаточной пористостью менее 5% слой углерод-керамического композиционного материала (УККМ) толщиной 2 мм, второй слой из УККМ 50%-ной пористости толщиной 15 мм и третий слой из высокотемпературного волокнистого теплоизолятора марки Saffil (производства компании Дюпон) толщиной 45 мм. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Область техники

Полезная модель относится к многоразовым теплозащитным композиционным покрытиям, которые могут быть использованы в космической технике.

Уровень техники

Известен патент РФ №164403 (МПК F16L 59/02, В32В 18/00, опубликовано 27.08.2016) на авторскую полезную модель «СХЕМА ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ НА ОСНОВЕ ГРАДИЕНТНОГО ПОРИСТОГО УГЛЕРОД-КЕРАМИЧЕСКОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА», принятую за ближайший аналог (прототип). Данная схема теплозащитного покрытия (ТЗП) характеризуется составом из слоев тканого и нетканого углеродного каркаса и матрицы, содержащей углеродную и карбидокремниевую составляющие, и относится к покрытиям из существенно анизотропных материалов с разными по уровню физико-механическими и теплофизическими характеристиками как слоев, так и по толщине материала.

Однако данная схема покрытия является излишне усложненной, так как состоит из пяти последовательно расположенных слоев: первый наружный (фронтальный) слой из углерод-керамического композиционного материала (УККМ) на основе тканого углеродного каркаса с остаточной пористостью менее 5% и толщиной от 3 до 5 мм для обеспечения термостойкости и окислительной стойкости, второй слой под первым слоем толщиной не менее 5 мм из углерод-керамического композиционного материала на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 18%, третий слой под вторым слоем толщиной не менее 5 мм из углерод-керамического композиционного материала на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 22%, четвертый слой под третьим слоем толщиной не менее 5 мм из углерод-керамического композиционного материала на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 38%, пятый слой под четвертым слоем толщиной не менее 5 мм из углерод-керамического композиционного материала на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 48%. Такая сложная структура покрытия приводит к существенному повышению продолжительности и стоимости изготовления.

Раскрытие полезной модели

Техническим результатом предлагаемой полезной модели является схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата, оптимизированная для возвращения аппарата с низкой околоземной орбиты (например, с международной космической станции (МКС)).

Технический результат достигается тем, что схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата для возвращения с низкой околоземной орбиты характеризуется составом из слоев нетканого углеродного каркаса и карбидокремниевой матрицы и относится к покрытиям из существенно анизотропных материалов с разными по уровню физико-механическими и теплофизическими характеристиками как слоев, так и по толщине материала. При этом для возвращения аппарата с низкой околоземной орбиты покрытие имеет три слоя: наружный плотный с остаточной пористостью менее 5% слой УККМ толщиной 2 мм (в прототипе: наружный (фронтальный) слой из УККМ на основе тканого углеродного каркаса с остаточной пористостью менее 5% и толщиной от 3 до 5 мм для обеспечения термостойкости и окислительной стойкости), второй слой из УККМ 50%-ной пористости толщиной 15 мм (в прототипе: пятый слой толщиной не менее 5 мм из УККМ на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 48%) и третий слой из высокотемпературного волокнистого теплоизолятора марки Saffil (производства компании Дюпон, США) толщиной 45 мм.

Как и в прототипе, в качестве наполнителя для теплозащитного материала на основе градиентного пористого УККМ могут использоваться углеродные волокна из искусственного целлюлозного волокна, углеродные волокна из ПАН-волокна и углеродные волокна из пека.

Перечень фигур

Фиг. 1 - геометрическая модель элемента представительного объема УККМ, использованная для расчета теплопроводности УККМ с учетом радиационного теплопереноса в материале;

Фиг. 2 - структура ТЗП;

Фиг. 3 - плотность теплового потока, действующего на ТЗП при спуске аппарата на Землю с низкой околоземной орбиты МКС;

Фиг. 4 - изменение максимальной (на наружной поверхности ТЗП) и минимальной температуры (на внутренней поверхности ТЗП, лежащей на поверхности силовой конструкции аппарата) от времени при спуске аппарата с низкой околоземной орбиты МКС.

Осуществление полезной модели

Особенностью пористого УККМ является то, что в объеме материала одновременно и взаимосвязано протекают два процесса теплопереноса - кондуктивный по твердому каркасу и радиационный в пространстве между волокнами. При этом соотношение кондуктивного и радиационного потоков тепла зависти от пористости материала и температуры. Для пористых сред суммарный теплоперенос можно характеризовать эффективным коэффициентом теплопроводности, который представляет собой отношение плотности суммарного кондуктивного и радиационного потоков тепла, проходящего через пористую среду, к локальному градиенту температуры. Для проведения данного расчета была выбрана геометрическая модель представительного элемента объема размером 100×50×50 мкм (фиг. 1). Модель пористого УККМ была помещена между пластинами. Тепловой контакт пластин с волокнами пористого материала считался идеальным. Представительный элемент объема был окружен оболочкой нулевой толщины, которая исполняла роль зеркала, ее коэффициент отражения задан равным 1. Поверхности волокон и внешних обкладок принимались серыми, диффузно отражающими и их степень черноты принята 0,8. Далее на базе доработанной таким образом геометрической модели была построена конечно-элементная модель для компьютерного моделирования температурных полей по толщине представительного элемента объема. В результате моделирования процесса теплопереноса определялось значение суммарного потока тепла, прошедшего и через пористый материал, и через обкладки. Теплопроводность представительного элемента объема системы «представительный элемент объема-обкладки» вычисляется как сумма термических сопротивлений участка тепловой цепи постоянного сечения:

где l, l₁, l₂, l₃ - суммарная толщина и толщина отдельных участков геометрической модели соответственно, l₁=l₃=l^*, а λ, λ₁, λ₂, λ₃ - коэффициент теплопроводности всей модели и коэффициент теплопроводности ее отдельных частей соответственно, λ₁=λ₃=λ^*. Тогда теплопроводность представительного элемента объема λ₂ вычисляется как

Был использован вариант тепловых нагрузок на ТЗП при спуске с орбиты МКС [взято из Walker, S.P. Preliminary Development of a Multifunctional Hot Structure Heat Shield / S.P. Walker, K. Daryabeigi, J.A. Samareh, S.C. Armand, S.V. Perino // AIAA Paper 2014-0350. - 2014. - 13 p], представленный на фиг. 3. Спуск с орбиты МКС длится порядка 800 с, максимальное значение плотности теплового потока составляет порядка 110 Вт/см². При моделировании считалось, что после завершения спуска ТЗП остывает в течение 5000 с.

Для теплового проектирования использовалась модель многослойного ТЗП. Тепловая нагрузка на участке спуска подводилась к фронтальной поверхности. Учитывался радиационный отвод тепла от фронтальной поверхности ТЗП в окружающее пространство.

Моделировалась следующая конструкция ТЗП. Наружным слоем ТЗП являлся плотный слой УККМ с остаточной пористостью (П) менее 5% толщиной 2 мм, роль которого состоит в обеспечении окислительной и эрозионной защиты внутренних пористых слоев. За ним располагался слой УККМ. Для создания предлагаемого ТЗП был выбран УККМ с пористостью 50%. За слоем пористого УККМ размещается слой высокотемпературного теплоизоляционного материала марки Saffil (производства компании Дюпон, США), который располагается на силовой конструкции спускаемого аппарата (СА). Силовая конструкция СА в компьютерном моделировании представляла собой слой алюминиевого сплава Д16 толщиной 2,5 мм. На фиг. 2 номерами отмечены: 1 - плотный УККМ с остаточной пористостью менее 5%, 2 - пористый УККМ (П=50%), 4 - волокнистый теплоизолятор типа Saffil, 5 - алюминиевый сплав Д16.

Целью теплового проектирования было определение толщин слоев пористого УККМ и материала Saffil, обеспечивающих защиту силовой конструкции от перегрева. Максимальная допустимая температура конструкции алюминиевого сплава Д16 задавалась равной 165°C. Температура УККМ не должна превышать 2000°C. Критерием оптимизации являлась минимальная погонная масса ТЗП.

Анализ результатов показал, что при проектировании ТЗП СА для возвращения с МКС нет необходимости использования слоев УККМ с переменной пористостью. Лучшие по погонной массе результаты получаются при использовании УККМ с пористостью 50%. Такой результат объясняется тем, что максимальная температура пористого УККМ находится в диапазоне допустимых температур 1700-1850°C (см. графики фиг. 4: верхний график - максимальной температуры наружного слоя ТЗП, нижний график - минимальной температуры на поверхности силовой конструкции СА).

В таблице представлены параметры оптимального варианта схемы ТЗП для спуска аппарата с низкой околоземной орбиты МКС.

Предлагаемая полезная модель создана и апробирована в ходе работ в рамках соглашения о предоставлении субсидии 14.577.21.0099 между Министерством образования и науки Российской Федерации и МГТУ им. Н.Э. Баумана.

Claims

1. Теплозащитное покрытие многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата, характеризующееся составом из слоев нетканого углеродного каркаса и карбидокремниевой матрицы и относящееся к покрытиям из существенно анизотропных материалов с разными по уровню физико-механическими и теплофизическими характеристиками как слоев, так и по толщине материала, отличающееся тем, что для аппарата, возвращаемого с низкой околоземной орбиты, покрытие имеет три слоя: наружный плотный с остаточной пористостью менее 5% слой углерод-керамического композиционного материала (УККМ) толщиной 2 мм, второй слой из УККМ с пористостью 50% и толщиной 15 мм и третий слой из высокотемпературного волокнистого теплоизолятора марки Saffil производства компании Дюпон толщиной 45 мм.

2. Покрытие по п. 1, характеризующееся тем, что в качестве наполнителя пористого УККМ использованы углеродные волокна из искусственного целлюлозного волокна, углеродные волокна из ПАН-волокна и углеродные волокна из пека.