Тепловое разрушение материалов - часть 6

1.3. Пути преодоления теплового барьера. Способы тепловой защиты  

 

26 

дительно подается к нагретой поверхности, но и проникает через оболочку в пограничный слой набе-
гающего воздушного потока (эффект вдува). 

Характеристики  тепловой  защиты  ГЛА  во  многом  определяют  облик  и  тактико-технические 

характеристики аппарата в целом. Оценки показывают, что весовая доля системы тепловой защиты 
соизмерима с массой полезного груза. Выбирать систему тепловой защиты необходимо при анализе 
всей информации о теплосиловом нагружении ГЛА, поскольку в некоторых случаях целесообразно 
сохранить  низкую  температуру  силовой  оболочки,  а  в  других 

−  можно  уменьшить  массу  тепловой 

защиты и допустить нагрев этой оболочки. При этом, очевидно, станет невозможным использование 
легких конструкционных материалов, типа алюминиевых сплавов. 

На рис. 1.13 представлены различные варианты тепловой защиты элементов поверхности ГЛА. 
 

 

 

Рис. 1.13. Варианты тепловой защиты элементов поверхности гиперзвукового летательного аппарата [7] 

 
Серьезный интерес представляет термохимическое охлаждение элементов ГЛА, использующих 

в качестве охладителя компоненты топлива. При нагреве теплоносителя происходят эндотермические 
реакции, протекающие с поглощением значительного количества тепла и повышающие теплоемкость 
и хладоресурс теплоносителя. Термохимические реакции при разумной организации процесса могут 

Глава. 1. Тепловой барьер. Причины появления и пути преодоления 

 

27

существенно интенсифицировать теплообмен путем замещения части конвективного переноса тепла, 
требующего  значительных  перепадов  температур  охладитель 

− стенка, диффузионным переносом с 

незначительным  термоэффектом.  Кроме  регенерации  тепловых  потерь,  термохимические  реакции 
способствуют  улучшению  реакционной  способности  топлива  и  повышению  устойчивости  горения. 
Одной  из  газофазных  термохимических  реакций,  обладающих  значительным  тепловым  эффектом  и 
технически приемлемым уровнем температур протекания, является реакция паровой конверсии мета-
на:     

CH

4

 + H

2

O = CO +3H

2

 – 206 400 кДж/моль, 

СH

4

 + 2H

2

O = СO

2

 + 4H

2

 – 165 400 кДж/моль. 

Этот метод тепловой защиты ГЛА достаточно подробно изложен в [7]. 
При скоростях входа космического аппарата в атмосферу со второй (11,2 км/c) и выше косми-

ческими скоростями конструкция КА нагревается не только конвективным тепловым потоком от рас-
каленного газа, но и за счет излучения сжатого слоя, лучистый тепловой поток от которого соизме-
рим или даже превосходит конвективный нагрев. Тепловые потоки, которые воздействуют на спус-
каемые аппараты при этих скоростях входа, на порядки превышают возможности таких способов по-
глощения тепла, как аккумулирование и радиационное охлаждение, табл. 1.1, [15]. 

 

Таблица 1.1 

− Условия входа в атмосферу автоматических спускаемых аппаратов (СА), 

              предназначенных для исследований планет солнечной системы 

 

Назначение СА 

Скорость 

входа, км/с 

ê

q , 

кВт/м

2 

ë

q , 

кВт/м

2

 

5

10

−

⋅

e

P

, 

Па 

e

I , 

кДж/кг 

Время воз-

действия 

нагрева, с

Состав 

атмо-

сферы 

Вход в атмосферу 
Земли СА, возвра-
щающихся с поверх-
ности Луны, Марса и 
после их облета 

11

−13 (2,5−25)⋅10

3

(2

−30)⋅10

3

 

1

−30 (14,5−19)⋅10

3

 

5

−25 

Воздух

Вход в атмосферу 
Марса 

5,5

−6,5 

800 200 

0,1

−0,8

4,5 

⋅10

3

 60

−300 

СО

2

 

Вход в атмосферу  
Венеры 

10,7

−11,3 (10−25)⋅10

3

(10

−30)⋅10

3

5

−30 16 

⋅10

3

 

5

−20 

СО

2 

Вход в атмосферу  
Юпитера 

47

−50 (20−50)⋅10

3

(50

−200)⋅10

3

10

−20 260 

⋅10

3

 40

−100  87%Н

2

+

13%Не 

 

В этих условиях лучше всего применять метод охлаждения поверхности КА с помощью жерт-

венного  слоя,  т.  е.  использовать  аблирующие  ТЗМ,  которые  не  имеют  конкуренции  особенно  при 
высоких тепловых нагрузках. При применении подобных материалов их эффективная теплоемкость 
многократно  возрастает  за  счет  использования  теплот  химического  взаимодействия  или  фазовых 
превращений.  Но  более  весомый  вклад  вносит  вдув  газообразных  продуктов  разрушения  в  погра-
ничный слой набегающего потока.  

В задачу конструктора тепловой защиты входит сопоставление большего числа вариантов, что 

связано не только с выбором разрушаемого теплозащитного покрытия, но и с необходимостью оп-
тимизации формы защищаемой поверхности или даже траектории спуска возвращаемого отсека. 

На  основе  накопленного  опыта  выработаны  строгие  критерии  отбора,  позволяющие  заменить 

эмпирический подход целенаправленным поиском систем, наилучшим образом отвечающих задан-
ным условиям. Это требование особенно важно для разрушающихся теплозащитных покрытий, ко-
личество которых возрастает в связи с прогрессом в области органической химии и материаловеде-
ния. 

Говоря о достижениях ракетно-космической техники по преодолению теплового барьера, нель-

зя не коснуться вопросов моделирования и создания наземной экспериментальной базы. 

Для решения проблем теплозащиты используются установки различных типов: 
− аэродинамические (газодинамические) трубы с различными подогревателями; 

1.3. Пути преодоления теплового барьера. Способы тепловой защиты  

 

28 

− ударные трубы; 
− солнечные или инфракрасные печи; 
− газогенераторы (ракетные двигатели); 
− центробежные стенды и т. д. 
Каждая из этих установок представляет собой комплекс устройств и оборудования, как прави-

ло,  единичного  изготовления  со  сложными  рабочими  процессами.  Вместе  с  тем  каждая  установка 
лишь частично моделирует требуемое сочетание таких параметров, как: 

− энтальпия торможения (скорость потока); 
− состав набегающего потока; 
− давление торможения (плотность потока); 
− число Рейнольдса (режима обтекания); 
− число Маха (распределение силовых нагрузок); 
− продолжительность испытания; 
− масштабный фактор (соотношение толщины покрытия и размеров конструкции); 
− наличие поражающих факторов (эрозия, акустика и т.д.) 
Так как при наземных (лабораторных) испытаниях практически не удается смоделировать все 

перечисленные особенности теплового и силового воздействия, то разработаны методы частичного 
моделирования и переноса данных наземной отработки на натурные условия. 

 

 

Глава 2 

 

МЕТОДЫ И СРЕДСТВА МОДЕЛИРОВАНИЯ КОНВЕКТИВНОГО И 

РАДИАЦИОННО-КОНВЕКТИВНОГО НАГРЕВА 

 

 

 

2.1. Общие требования к экспериментальным исследованиям тепловой защиты 

 

В настоящее время разработаны расчетные методы определения термохимического разрушения 

теплозащитных  покрытий,  которые,  в  принципе,  позволяют  учитывать  форму  тела,  высоту  полета, 
угол  входа в  атмосферу, состав набегающего  газового потока  и продуктов  разрушения  материала  и 
многое другое. Однако, для использования этих методов необходима информация о механизмах тер-
мохимического разрушения и параметрах материала. В случае неопределенностей в механизмах раз-
рушения или при отсутствии таких важнейших характеристик теплозащитного материала как тепло-
вые эффекты физико-химических превращений, коэффициент газификации, теплофизические харак-
теристики и др. необходимо проведение экспериментальных исследований. В связи с этим успешное 
применение теплозащитных материалов в первую очередь зависит от того, насколько подробно изу-
чены поведение и свойства материалов в различных условиях конвективного и радиационного нагре-
ва. Воспроизведение подобных условий является, как правило, очень сложной технической задачей, 
требующей значительных затрат. Например, при моделировании плотностей и скорости полета, соот-
ветствующих точке максимального нагрева возвращаемого спутника Земли, в аэродинамической тру-
бе с сечением рабочей части в 1м

2

 требуемые мощности в свое время превышали 1% всей энергетики 

США [15]. Определённые проблемы возникают при диагностике параметров таких стендов и интер-
претации  результатов  измерений.  В  связи  с  этим  большинство  экспериментальных  исследований 
проводится на небольших моделях. 

К установкам для испытаний разрушающихся теплозащитных материалов предъявляются сле-

дующие основные требования:  

1.Температура набегающего газового потока должна быть выше температуры фазовых превра-

щений материала. 

2.Установка должна обеспечивать возможность нагрева различных газов и газовых смесей не-

обходимого состава в определенном диапазоне температур, давлений и скоростей истечения. 

3.Время  стабильной  работы  установки  должно  изменяться  от  нескольких  секунд (5

−10  с)  до 

минут.  

4.Набегающий на модель поток должен быть однородным по температуре, давлению и скоро-

сти. 

В той или иной степени этим требованиям удовлетворяют стендовые ракетные двигатели, уста-

новки с электродуговым нагревом газа, ударные трубы и установки радиационного нагрева.  

Проведенный  в  работе [2] анализ  конвективного  и  радиационного  теплового  воздействия,  а 

также исследование различных механизмов разрушения позволяют указать следующие основные па-
раметры,  воспроизведение  которых  важно  при  экспериментальной  отработке  теплозащитных  мате-
риалов: 

−энтальпия заторможенного потока газа 

0

I′  (для окрестности точки торможения затупленного 

тела 

e

I

I

=

′

0

); 

−химический состав набегающего газового потока, в особенности концентрация химически ак-

тивных компонент; 

−давление заторможенного потока газа 

0

P′  (в окрестности точки торможения затупленного тела 

e

P

P

=

′

0

), 

−режим течения в пограничном слое − ламинарный или турбулентный; 
−уровень сдвигающих напряжений на разрушающейся поверхности − градиент давления и на-

пряжение трения, 

dx

dp

e

/

 и 

w

τ . 

При  анализе  совместного  радиационно-конвективного  воздействия  на  материал  появляются 

дополнительные определяющие параметры, причем главные из них 

− отношение лучистого и конвек-

тивного 

к

л

/ q

q

 тепловых потоков и энтальпия торможения 

e

I . Остановимся подробнее на моделиро-