Выбор рационального варианта теплозащитного покрытия малого спускаемого аппарата

Язык труда и переводы:
УДК:
629.784
Дата публикации:
21 января 2022, 21:40
Категория:
Секция 02. Летательные аппараты. Проектирование и конструкция
Авторы
Григорян Вадим Игоревич
МГТУ им. Н.Э. Баумана
Просунцов Павел Викторович
МГТУ им. Н.Э. Баумана
Аннотация:
Рассмотрено термоаэродинамическое моделирование обтекания двух вариантов формы малого спускаемого аппарата, прогрева и разрушения представительного элемента тепловой защиты и выполнена оптимизация толщин слоев покрытия. На основе полученных данных была выбрана рациональная форма малого спускаемого аппарата и структура его тепловой защиты, обеспечивающая требуемый тепловой режим внутри аппарата и обладающая минимальной массой.
Ключевые слова:
спускаемый аппарат, тепловая защита, абляция, композиционные материалы, спуск в атмосфере
Основной текст труда

Расширение масштабов биологических экспериментов, проводимых на МКС, требует создания технических средств для регулярного и экономически эффективного возвращения наработанных материалов на Землю. Отправка образцов биологических материалов в ходе пилотируемых экспедиций не обеспечивает необходимой ритмичности и увеличивает сроки проведения экспериментов. Перспективным средством доставки результатов исследований являются специальные малые спускаемые аппараты (МСА), которые могут постоянно размещаться на станции и быть задействованы в любой момент. Имеется опыт использования подобных МСА на советских орбитальных станциях «Салют», «Мир», где использовались капсулы спуска информации (КСИ) и «Радуга» соответственно [1]. Однако в настоящее время при эксплуатации МКС МСА не применяются, за исключением однократного испытания японской капсулы «HSRC» [2].

Главной особенностью проектирования тепловой защиты МСА, по сравнению со спускаемыми аппаратами пилотируемых космических кораблей, является существенно больший уровень теплового потока, воздействующего на лобовую часть теплозащитного щита. Это связано с меньшим размером и радиусом затупления щита [3]. В то же время при возвращении образцов биологических материалов предъявляются крайне жесткие требования к температурному режиму отсека полезной нагрузки, так максимальная температура не должна превышать 50 ℃. Все это делает актуальным создание эффективного теплозащитного покрытия МСА, основанного на современных теплозащитных материалах и имеющего высокую весовую эффективность.

Объектом исследования является модель МСА, предназначенного для спуска с МКС результатов биологических экспериментов, в настоящее время разрабатываемого в Молодежном космическом центре (МКЦ) в МГТУ им. Н.Э. Баумана [4]. Система тепловой защиты МСА основана на использовании современных абляционных композиционных материалы (КМ) на основе эпоксидного или фенолформальдегидного связующего и углеродного или силикатного наполнителя. Данный класс материалов обладает низким коэффициентом теплопроводности, большим тепловым эффектом деструкции и низкой плотностью. В процессе эксплуатации теплозащитного покрытия происходит прогрев и термическая деструкция полимерного связующего, с образованием газообразных продуктов разложения, которые вдуваются в пограничный слой, увеличивая его толщину и оттесняя слой высокоэнтальпийного газа [5]. Для обеспечения необходимого теплового режима силовой конструкции и полезной нагрузки в состав покрытия включен теплоизоляционный материал с малой теплопроводностью.

В настоящее время открытым остается вопрос о выборе оптимальной формы МСА. Наиболее вероятными кандидатами формы МСА являются сфера диаметром 600 мм и усеченный конус с диаметром основания 600 мм, высотой 585 мм и радиусом кривизны лобовой поверхности 530 мм. При одинаковом внутреннем объеме сфера имеет наименьшую внешнюю поверхность, что потенциально может привести к снижению веса теплозащитного покрытия. А в случае МСА конической формы уровень тепловых нагрузок, а, следовательно, и толщина покрытия на лобовом щите будут меньше, но общая площадь поверхности аппарата возрастет.

Для проектирования теплозащитного покрытия МСА необходимы данные о пространственно-временном распределении тепловой нагрузки, действующей на лобовой щит на этапе спуска на Землю. Для этого было проведено моделирование обтекания МСА с использованием пакета программ ANSYS Fluent [6]. Считалось, что поверхность МСА является адиабатической, и поэтому конвективный тепловой поток, подводимый к ней, равен радиационному потоку, излучаемому в окружающее пространство. При проведении моделирования использовалась модель турбулентности Transition SST. При этом учитывалось, что при торможении набегающего потока происходит его нагрев и диссоциация газа. Процессы диссоциации описывались в рамках пятикомпонентной модели Парка [7]. Моделирование проводилось для ряда наиболее теплонагруженных точек траектории спуска МСА, и были получены распределения энтальпии газа и коэффициента теплоотдачи по поверхности МСА. Анализ результатов показал, что максимальный уровень теплового потока на лобовом щите МСА сферической формы составил 860,9 кВт/м2, а для аппарата конической формы — 289,8 кВт/м2.

На основе определенных таким образом тепловых нагрузок решалась задача оптимизации толщин слоев теплозащитного покрытия МСА. В качестве инструмента моделирования использовался пакет программ MSC Marc [8], который позволяет достаточно точно учесть эффекты деструкции абляционного материала теплозащитного покрытия. Принималось, что внешний слой покрытия выполнен из материала «PICA», на основе фенолформальдегидного связующего и углеродного волокнистого каркаса «FiberForm», используемого на аппаратах «Dragon» и «Stardust» [9]. В качестве теплоизолирующего слоя предполагается использование войлока из арамидных волокон «Nomex», который размещался на силовом каркасе аппарата, выполненном из алюминиевого сплава АМг6. Решалась задача оптимизации толщин слоев абляционного и теплоизоляционного материала при наложении ограничений на уровни допустимых рабочих температур материалов и максимальной температуры внутри конструкции аппарата. В качестве критерия оптимизации выступала масса теплозащитного покрытия.

В результате были определены оптимальные толщины слоев тепловой защиты, которые для лобового щита МСА сферической формы составили 70 мм материала «PICA» и 25 мм материала «Nomex», а для аппарата конической формы — 63 мм и 28 мм соответственно. Сравнение вариантов теплозащитного покрытия МСА различной формы показало, что предпочтительным вариантом формы МСА является усеченный конус. При этой форме происходит снижение максимальной температуры в критической точке на поверхности щита на 340 K и массы теплозащитного покрытия на 710 г. При этом считалось, что для МСА сферической формы тепловая защита покрывает всю его поверхность, а для конического МСА — только его лобовую часть.

Литература
  1. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. Батурин Ю.М. ред. М.: РТСофт, 2005. 752 с.
  2. Fujimoto K. Computational aerothermodynamics for HTV small re-entry capsule project // 8th European Conference for Aeronautics and Space Sciences. 2019. 20 p. DOI: 10.13009/EUCASS2019-755
  3. Горский В.В. Теоретические основы расчета абляционной тепловой защиты. М.: Научный мир, 2015. 688 с.
  4. Павлюченко В.А., Котловских П.П., Денисов М.А. Разработка авторотирующего спускаемого аппарата для доставки малых научных грузов с МКС // XLIV Академические чтения по космонавтике (Королёвские чтения – 2020): сб. тез.: в 2 т. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2020. Т. 2. С. 79–80.
  5. Никитин П.В. Тепловая защита. М.: МАИ, 2006. 510 с.
  6. Ашихмина Е.Р., Агеева Т.Г., Просунцов П.В. Тепловое проектирование обшивки крыла многоразового космического аппарата туристического класса // Инженерный журнал: наука и инновации. 2017. № 12 (72). 13 с. DOI: 10.18698/2308-6033-2017-12-1712
  7. Шоев Г.В. Разработка и апробация методики численного моделирования термических неравновесных диссоциирующих течений в ANSYS Fluent // Теплофизика и аэромеханика. 2016. Т. 23, № 2. С. 159–171.
  8. Резник С.В., Просунцов П.В., Михайловский К.В. Отработка элементов многоразового теплозащитного покрытия из углерод-керамического композиционного материала 1. Теоретический прогноз // Инженерно-физический журнал. 2019. Т. 92, № 1. С. 93–99.
  9. Agrawal P., Chavez-Garcia J.F., Pham J. Fracture in phenolic impregnated carbon ablator // Journal of Spacecraft and Rockets. 2013. Vol. 50, no. 4. Pp. 735–741.
Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.