Газовая и волновая динамика - часть 75

Рис. 4.

на этих покрытиях, определяющих положение точки максимума этих величин в за-
висимости от температуры. Из рис. 2 видно, что для покрытия

I эксперименты

проводились в области изменения температуры, расположенной слева от того зна-
чения, при котором достигается максимальное значение γ

ef

, а для покрытия

III –

справа от этой точки. Такой же факт имеет место и для покрытия II.

4. С целью оценки влияния модели катализа на величины тепловых потоков

к поверхности марсианских космических аппаратов проведены расчеты обтекания
сферического затупления радиуса R

0

= 0, 38 м для условий, соответствующих траек-

тории спуска аппарата Mars miniprobe с таким же радиусом затупления тормозного
щита [25]. Использованные в расчетах параметры набегающего потока для рассмот-
ренных точек траектории спуска приведены в таблице 3. Расчет обтекания выполнен
в рамках приближения вязкого ударного слоя. Модель газовой среды и метод реше-
ния уравнений подробно описаны в [22]. Предполагалось, что марсианская атмосфера
состоит из 95, 7% углекислого газа, 2, 7% азота и 1, 6% аргона. В силу аддитивно-
го характера структурных формул при описании гетерогенной рекомбинации атомов
азота были использованы результаты [5, 6], полученные при исследовании теплооб-
мена в диссоциированном воздухе с многоразовыми покрытиями на кремнеземной
основе. Поверхность предполагалась равновесно излучающей. Коэффициенты черно-
ты поверхности определялись в соответствии с рекомендациями [20].

На рис. 4 в зависимости от высоты полета H приведены величины тепловых по-

токов в точке торможения для покрытия I при указанных выше вариантах модели
катализа. Отметим, что влияние вариации наборов параметров модели на величины
максимальных тепловых потоков не превышает нескольких процентов. Это объяс-
няется прежде всего тем, что условия экспериментов [20], на основе которых были
выбраны эти параметры, близки к натурным условиям полета, при которых достига-

304

Рис. 5.

ются максимальные тепловые нагрузки.

На рис. 5 в зависимости от высоты полета для покрытий

I (вариант a), II и

III, а также для некаталитической (кривая n) и идеально каталитической поверхно-
стей (кривая f) приведены соответственно величины тепловых потоков и равновесной
радиационной температуры поверхности в точке торможения. Эти результаты пока-
зывают, что самую низкую каталитическую активность имеет покрытие I. За счет
его использования максимальный тепловой поток может быть снижен в 2,5 раза по
сравнению с тепловым потоком к идеально каталитической поверхности. Соответ-
ствующее снижение равновесной радиационной температуры поверхности составля-
ет

≈ 500K. Для сравнения, за счет использования некаталитической поверхности,

максимальный тепловой поток может быть снижен в 3,2 раза.

Более высокие значения тепловых потоков и температуры поверхности достига-

ются при использовании покрытий II и III. Тем не менее, для всех покрытий макси-
мальные температуры поверхности на данной траектории не превышают предельно
допустимые температуры для таких покрытий в случае длительного использования
(соответственно 1800K для первого и второго покрытий и 1900K для третьего по-
крытия).

Заключение. На основе теории идеального адсорбированного слоя Ленгмюра

предложена модель взаимодействия диссоциированной смеси углекислого газа и азо-
та с каталитической поверхностью, учитывающая неравновесный характер протека-
ния реакций адсорбции–десорбции и реакций Или–Райдила. Получены структурные
формулы для коэффициентов каталитической активности от условий на поверхности
(температуры, давления и концентраций компонентов). С помощью интерпретации
экспериментальных данных, полученных на индукционном плазматроне [20], опре-

305

делены параметры модели для трех покрытий высокотемпературных теплозащитных
материалов. Выполненные исследования показали, что для более точного модели-
рования каталитических свойств поверхности необходимы дополнительные экспери-
ментальные данные в более широком диапазоне определяющих параметров.

Для условий входа космического аппарата Mars miniprobe в атмосферу Марса

проведено сравнение эффективности указанных покрытий. Полученные результаты
показали возможность их использования в системе теплозащиты аппарата. В частно-
сти, установлено, что использование стекловидного покрытия плиточной теплозащи-
ты космического аппарата «Буран» приводит к снижению максимального вдоль тра-
ектории теплового потока к лобовой поверхности аппарата в 2,5 раза по сравнению
с идеально каталитической поверхностью и уменьшению максимальной температуры
поверхности с 2170 до 1695 К.

Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаментальных исследо-

ваний (код проекта 02-01-00759) и ФЦП «Интеграция» (код проекта 1009).

Литература

[1]

Баронец П. Н., Гордеев А. Н., Колесников А. Ф. и др. Отработка теплозащит-
ных материалов орбитального корабля «Буран» на индукционных плазмотро-
нах. — Гагаринские научные чтения по авиации и космонавтике 1990, 1991,
М.: Наука, 1991.

[2]

Лозино-Лозинский Г. Е. Полет «Бурана». — Гагаринские научные чтения по
космонавтике и авиации 1989, М.: Наука, 1990.

[3]

Scott C. D. Effect of nonequilibrium and wall catalysis on shuttle heat transfer.
— J. Spacecraft and Rockets, 1985, V. 22, № 5.

[4]

Полянский О. Ю., Кузнецов М. М., Меньшикова В. Л. и др. Влияние свойств
реального газа на аэродинамические и тепловые характеристики гиперзвуко-
вых летательных аппаратов. — ЦАГИ, ОНТИ, Обзоры, 1987, № 676.

[5]

Ковалев В. Л., Суслов О. Н. Модель взаимодействия частично ионизованного
воздуха с каталитической поверхностью. — Исследования по гиперзвуковой
аэродинамике и теплообмену с учетом неравновесных химических реакций,
М.: МГУ, 1987.

[6]

Ковалев В. Л., Суслов О. Н. Моделирование взаимодействия частично иони-
зованного воздуха с каталитической поверхностью высокотемпературной теп-
лоизоляции. — Изв. РАН, МЖГ, № 5, 1996.

[7]

Залогин Г. Н., Лунев В. В. О каталитических свойствах материалов в нерав-
новесном потоке диссоциированого воздуха. — Изв. РАН, МЖГ, 1997, № 5.

[8]

Jumper E. J., Seward W. A. Model for oxigen atom recombination on silicon–
dioxide surfaces. — J. Thermophysics and Heat Transfer, 1991, V. 5, № 3.

[9]

Willey R. J. Comparison of kinetic models for atom recombination on high -
temperature reusable surface insulation. — J. Thermophysics and Heat Transfer,
1993, V. 7, № 1.

306

[10]

Deutschmann O., Riedel U., Warnatz J. Modeling of nitrogen and oxygen
recombination on partial catalytic surfaces. — Universitat Stuttgart, Institut fur
Technische Verbrennung, Preprint № 23, Juni 1994, ASME J. of Heat Transfer.

[11]

Nasuti F., Barbato M., Bruno C. Material – dependent catalytic recombination
modeling for hypersonic flows. — J. Thermophysics and Heat Transfer, 1996, V.
10, № 1.

[12]

Daiss A., Fr¨

uhauf H.H., Messerschmid E. W. Modeling of catalytic reactions on

silica surfaces with consideration of slip effects. — J. Thermophysics and Heat
Transfer, 1997, V. 11, № 3.

[13]

Langmuir I. Monolayers on Solids. — J. Chemical Society, 1940, V. 4.

[14]

Ковалев В. Л., Колесников А. Ф., Крупнов А. А., Якушин М. И. Анализ фено-
менологических моделей, описывающих каталитические свойства поверхности
высокотемпературной многоразовой теплоизоляции. — Изв. РАН, МЖГ, 1996,
№ 6.

[15]

Chen Y. K., Henline W. D., Stewart D. A., Candler G. V. Navier-Stokes solution
with surface catalysis for Martian atmospheric entry. — J.

Spacecraft and

Rockets, 1993, V. 30, № 1.

[16]

Mitcheltree R. A., Gnoffo P. A. Wake flow about the Mars Pathfinder entry
vehicle. — J. Spacecraft and Rockets, 1995, V. 32, № 5.

[17]

Gupta R. N., Lee K. P., Scott C. D. Aerotermal study of Mars Pathfinder
Aeroshell. — J. Spacecraft and Rockets, 1996, V. 33, № 1.

[18]

Ковалев В. Л. Феноменологические модели каталитических свойств теплоза-
щитных покрытий космических аппаратов, входящих в атмосферу Марса. —
Труды XIV сесcии Международной школы по моделям механики сплошной
среды, М.: МФТИ, 1998.

[19]

Ковалев В. Л. Моделирование каталитических свойств теплозащитных покры-
тий при входе в атмосферу Марса. — Вестн. Моск. ун-та, Сер. 1, Математика.
Механика., 1999, № 1.

[20]

Быкова Н. Г., Васильевский С. А., Гордеев А. Н., Колесников А. Ф., Першин
И. С., Якушин М. И. Определение эффективных вероятностей каталитических
реакций на поверхностях теплозащитных материалов в потоках диссоцииро-
ванного углекислого газа. — Изв. РАН, МЖГ, 1997, № 6.

[21]

Кравецкий Г. А., Кузнецов А. В., Костиков В. И., Родионов В. В. Жаро-
стойкое противоокислительное защитное покрытие на углерод–углеродных,
углерод – карбидокремниевых материалах и элементы конструкции из них
для авиационной, ракетно–космической техники. — Тр. 1–й Междунар.
авиационно–космической конф. «Человек–Земля–Космос», 1992, Т. 5, Мате-
риалы и технология производства авиационно – космической техники, М.:
Инж. академия, 1995.

[22]

Афонина Н. Е., Громов В. Г. Исследование на основе модели вязкого удар-
ного слоя течения в области торможения при входе космического аппарата в
марсианскую атмосферу. — Препринт № 31 – 97, М.: ИМ МГУ, 1997.

307