Тепловое разрушение материалов - часть 2

Введение

грева: радиационный (лучистый), конвективный или совместный радиационно-конвективный разру-
шит материал под воздействием термических напряжений.

При нагреве материала до температуры плавления и его уносе в расплавленном виде набегаю-

щим газовым потоком рассчитывать на поглощение большого количества тепла также не приходится,
поскольку  внутренние  процессы  поглощения  тепла  (теплосодержание  материала),  а  также  теплота
плавления,  почти  на  порядок  меньше  теплоты  испарения.  В  этом  случае  большие  тепловые  потоки
достигаются  за  счет  высоких  значений  давления  торможения  и,  следовательно,  больших  значений
коэффициента  теплообмена,  что  характерно  для  баллистических  траекторий  спуска  в  атмосфере.  И
только при очень высоких скоростях входа в верхние слои атмосферы, когда энтальпия торможения
достигает 20 000 кДж/кг и выше, можно, наконец, рассчитывать на значительное увеличение тепла,
поглощаемого газообразной массой уносимого материала, в том числе и за счет наиболее энергоем-
кого процесса – эффекта вдува.

Эта книга является продолжением

известной  специалистам  монографии  «Те-
пловая  защита» [2], в  которой  достаточно
подробно  описаны  основные  понятия  и
положения  газовой  динамики,  термодина-
мики  и  теплопередачи,  необходимые  для
расчета  теплового  воздействия  на  тепло-
защитное  покрытие.  Поскольку  без  таких
основ  трудно  понять  причины,  приводя-
щие к «тепловому барьеру», в первой главе
этой  книги  дана  краткая  характеристика
процессов,  сопровождающих  нагрев  ги-
перзвуковых

летательных

аппаратов

(ГЛА).  Результаты  численных  расчетов
прогрева,  тепловых  эффектов  физико-
химических  процессов  на  поверхности
разрушающегося материала, уноса массы и
др.,  полученные  по  точным  математиче-
ским моделям и представленные в книге

«Тепловая защита», широко использованы авторами для доказательства экспериментально установ-
ленных закономерностей, параметров и констант, и их экстраполяции на условия, практически недос-
тижимые на экспериментальных стендах.

В отличие от материала, изложенного в книге «Тепловая защита» и, в основном, посвященного

теоретическому рассмотрению процессов прогрева и разрушения теплозащитных материалов, в дан-
ной книге на первое место поставлены анализ и обобщение экспериментальных результатов, боль-
шинство из которых получено на установках и стендах Института проблем материаловедения им. И.
Н. Францевича Национальной академии наук Украины (ИПМ НАНУ), позволяющих проводить экс-
периментальные исследования теплового разрушения материалов при воздействии различных видов
нагрева.

В предлагаемой читателю монографии, прежде всего, следует отметить стремление авторов к

такому  обобщению  полученных  результатов,  которое  позволило  бы  получить  конечный  результат
(определить  толщину теплозащитного покрытия, найти свойства материала и т. д.) без расчленения
проблемы  на  элементарные  составляющие  при  минимальном  количестве  эмпирических  данных  и
экспериментальных  исследований.  Такой  феноменологический  подход  нередко  позволяет  намного
быстрее и проще решить поставленную задачу. В этой связи достаточно напомнить, что, например,
задачами  нестационарного  прогрева  композиционных  теплозащитных  материалов  занималось  боль-
шое число отечественных и зарубежных ученых. В первых работах развивались методы, основанные
на использовании эффективных теплофизических свойств, зависящих от физико-химических процес-
сов, происходящих внутри материала, и темпа нагрева. Попытки избавиться от этих недостатков при-
вели к методикам, использующим методы теории фазовых переходов первого рода. Однако и в этом
случае было неясно, насколько вносимая из эксперимента в модель информация о зависимости тем-
пературы начала фазовых превращений  от темпа нагрева является характеристикой  материала, а  не
единичного эксперимента. Следующим шагом в совершенствовании математических моделей явился

Введение

учет  зависимости  теплофизических  характеристик  от  степени  завершенности  основных  физико-
химических  процессов,  происходящих  при  прогреве  материала,  т.  е.  уравнение  теплопроводности
дополнялось уравнением химической кинетики арениусовского типа. Однако, по-прежнему, осталась
необходимость  учета  температурной  зависимости  кинетических  характеристик,  по-видимому,  вы-
званная их существенным различием на разных стадиях физико-химических процессов. Дальнейшее
развитие  работ  в  этом  направлении  было  связано  с  выделением  основных  стадий,  учетом  влияния
многостадийности процессов на теплоперенос в материале и т. д. Поэтому возникает вопрос

− можно

ли вообще разработать для композиционных материалов математические модели, учитывающие все
происходящие в материале процессы и использующие такие свойства, которые являются характери-
стиками вещества и не зависят от предыстории нагрева.

Проведенный анализ влияния различных факторов на процессы поглощения тепла и основные

характеристики разрушения теплозащитных материалов в главах 3 и 4 показал, что методы расчета
параметров  разрушения  композиционных  ТЗМ  в  нестационарном  режиме  требуют  определения  де-
сятков теплофизических и кинетических констант, зависящих от условий нагрева. В конечном счете,
применение той или иной математической модели определяется именно наличием требуемых харак-
теристик  материала.  Экспериментальные  исследования  нестационарного  прогрева  и  уноса  массы  в
основном направлены на оценку применимости закономерностей квазистационарного режима разру-
шения для расчета прогретого и унесенного слоев материала. При этом однозначно не решен вопрос,
связанный с идентификацией границы между нестационарным и квазистационарным режимами раз-
рушения  ТЗМ.  Как  правило,  не  известны  значения  коэффициента  теплопроводности  материала  при
температурах разрушающейся поверхности, без которых расчет нестационарного режима прогрева и
уноса массы по существующим математическим моделям в принципе невозможен. Отсутствуют ме-
тоды  экспериментального  определения  суммарного  теплового  эффекта  фазовых  и  физико-
химических  превращений  на  поверхности  ТЗМ.  Применение  расчетных  методов  возможно  только
для  хорошо  изученных  материалов  при  известных  кинетических  параметрах  и  тепловых  эффектах
химических реакций, протекающих на разрушающейся поверхности материала. Экспериментальные
и расчетные результаты по определению эффекта вдува хорошо согласуются только при небольших
скоростях испарения и т. д.

В то же время с помощью разработанных методов обобщения экспериментальных данных по

исследованию  различных  классов  ТЗМ,  накопленных  в  ИПМ  НАНУ  и  приведенных  в  литературе,
были  установлены  закономерности  достижения  предельной  энергоемкости  внутренних  и  поверхно-
стных процессов поглощения тепла, введены новые константы и параметры, установлена взаимосвязь
между  предельным  теплосодержанием  материала  и  его  теплотой  испарения.  Все  это  позволило  по-
новому взглянуть на проблему теплового разрушения материалов. Например, оказалось, что опреде-
ляющее влияние на скорость прогрева и уноса массы играет плотность теплового потока, подводимо-
го к поверхности в начальный момент времени. Именно его значение определяет прогрев и скорость
уноса  массы  материала.  Тепловой  баланс,  который  в  дальнейшем  устанавливается  на  поверхности,
обеспечивает тем большее значение теплового потока к горячей поверхности, чем большее количест-
во тепла поглощается при испарении и вдуве газообразного материала в пограничный слой.

Результаты экспериментальных исследований взаимодействия твердого тела с высокотемпера-

турной средой представляют большой интерес для изучения и оптимизации различных технологиче-
ских процессов. Поскольку воздействие концентрированных потоков энергии характерны для про-
цессов резки, плавки, а также обработки поверхности материала с целью повышения его эксплутаци-
онных характеристик, например [3

−6], то полученные результаты относятся к значительно более ши-

рокому кругу задач, а не только к решению проблемы тепловой защиты изделий ракетно-
космической техники.

Высокотемпературные технологии позволяют создавать материалы, находящиеся в сильно не-

равновесном состоянии. При высокотемпературном как лучистом, так и конвективном видах нагрева
(лазеры, концентраторы солнечной энергии, плазмотроны и т. п.) температура нагреваемой поверхно-
сти  часто  достигает  не  только  температуры  плавления,  но  и  испарения.  В  таких  условиях  характер
распространения тепла может оказывать существенное влияние на свойства получаемых материалов
и возникновение разного рода диссипативных структур. В ряде работ установлено, что первоначаль-
но устойчивая диссипативная структура, достигая порога неустойчивости, начинает осциллировать, а
возникающие  в  ней  флуктуации  приводят  к  самоорганизации  новой,  более  устойчивой  на  данном
энергетическом  уровне,  диссипативной  структуры.  Колебательные  процессы,  возникающие  при  пе-
реходе структуры в новое состояние, обнаружены в химии (реакция «Белоусова – Жаботинского»), в
гидродинамике (образование вихрей при переходе из ламинарного режима течения в турбулентное), в

Введение

оптике и т. д. Экспериментальные результаты, приведенные в книге, показывают, что в случае, когда
подводимый тепловой поток превышает уровень, допустимый для нагрева материала без разрушения,
по-видимому, возможно волновое возмущение температурного поля и диссипативная структура (про-
коксованный или прогретый слои материала) переходит в динамически устойчивое стационарное
состояние также в результате флуктуации.

Теплозащитные и теплоизоляционные материалы, которые были созданы и создаются для ра-

кетно-космической техники, находят широкое применение в теплоэнергетических установках. В свя-
зи с этим следует обратить внимание на приложение, в котором приведены данные как по теплоза-
щитным и теплоизоляционным материалам, применяемым в аэрокосмической технике, так и по вы-
сокотемпературным диэлектрикам, огнеупорным материалам, высокотемпературной конструкцион-
ной керамике для деталей двигателей внутреннего сгорания и авиации, созданные, в том числе, и в
ИПМ НАНУ.

Таким образом книга представляет интерес не только для специалистов в области тепловой за-

щиты, но также для инженеров, материаловедов, аспирантов и студентов старших курсов вузов мате-
риаловедческих, энергетических и авиационных специальностей.

Глава 1

ТЕПЛОВОЙ БАРЬЕР. ПРИЧИНЫ ПОЯВЛЕНИЯ И

ПУТИ ПРЕОДОЛЕНИЯ

1.1. Гиперзвуковой нагрев. От самолета до ракеты

Одновременно с развитием ракетной техники остро был поставлен вопрос о возвращении в ат-

мосферу Земли пилотируемых космических аппаратов. Сначала это были простейшие геометриче-
ские тела: сферы и затупленные конуса, которые не имели аэродинамического качества. Но затем
появилась задача управляемого спуска в атмосфере, что позволило уменьшить перегрузку на челове-
ка и аппаратуру.

Таким образом сформировалось два подхода к полету в атмосфере гиперзвуковых летательных

аппаратов. Первый шел от авиации, с последовательным увеличением скорости полета. Второй под-
ход  (ракетный,  или  воздушно-космический)  состоял  в  постепенном  увеличении  аэродинамического
качества для возвращаемых аппаратов. Принципиальным различием этих двух подходов также явля-
ется продолжительность полета. Если для самолетов характерен длительный полет на определенной
высоте, то для возвращаемых КА характерно быстрое изменение скорости и высоты полета, а, следо-
вательно, относительно  короткое время теплового  и силового  нагружения  конструкции. Однако  со-
кращение времени спуска летательного аппарата в атмосферу, как правило, приводит к резкому воз-
растанию теплового воздействия на его конструкцию.

Существуют три типа траекторий высокоскоростных летательных аппаратов, предназначенных

для дальних перелетов: баллистическая, планирующая и рикошетирующая. Схематично они показа-
ны на рис. 1.1.

Рис. 1.1. Траектории полета высокоско-
ростных летательных аппаратов:
А

− баллистическая,

В – рикошетирующая,
С – планирующая

Баллистическая траектория хорошо известна и не требует дополнительного обсуждения. Что

же касается двух других траекторий, то на них стоит вкратце остановиться.

Планирующий ЛА с помощью ракетного двигателя доставляется на определенную высоту с та-

кой скоростью, чтобы в конце работы двигателя динамическое давление было достаточным для поле-
та ЛА при некотором заданном коэффициенте подъемной силы. Результирующая сила, необходимая
для полета, равна разности веса и центробежной силы, возникающей благодаря криволинейному
движению вокруг Земли.

Траектория рикошетирующего аппарата состоит из ряда баллистических участков, соединен-

ных друг с другом фазой рикошета, во время которой ракета входит в атмосферу, с помощью подъ-
емной силы осуществляет поворот, а затем выходит из атмосферы. Конечно, при каждом рикошете
минимальная высота должна быть меньше равновесной, на которой могла бы лететь планирующая
ракета с той же скоростью и с тем же коэффициентом подъемной силы, ибо для осуществления пово-
рота требуется избыток подъемной силы. Самолет, в отличие от возвращаемых отсеков космических

содержание .. 1 2 3 ..