Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
В настоящее время активно развивается пилотируемая космонавтика. Помимо орбитальных полётов, интерес человечества также направлен и на освоение Луны и Марса. Рассмотрение спуска при входе в атмосферу Земли со второй космической скоростью и выше показало необходимость увеличения аэродинамического качества спускаемых аппаратов (СА) и рациональность перехода на заостренные конфигурации.
В настоящее время рассматриваются пилотируемые СА с улучшенными характеристиками в области аэродинамики, баллистики, манёвренности и комфорта экипажа, поэтому особый интерес представляют СА класса «Несущий корпус». Одной из важных задач при проектировании СА является решение проблемы радиационно-конвективного нагрева поверхности СА. В данной работе тепловой анализ был проведен для СА, разработанного с целью обеспечения наибольшего бокового маневра при сохранении максимальной плотности заполнения внутреннего объема [1].
В инженерной практике широкое распространение получили следующие зависимости для расчёта тепловых потоков: в условиях ламинарного режима обтекания используется формула, предложенная Кемпом и Ридделлом [2]; в условиях турбулентного обтекания используется формула, предложенная Сибулкином [3]; плотность радиационного теплового потока определяется по формуле, предложенной Андреевским [4].
Как видно из указанных зависимостей, при увеличении радиуса закругления носовой части конвективные тепловые потоки уменьшаются, а радиационные наоборот увеличиваются. При рассмотрении СА класса «скользящего спуска» при входе со второй космической скоростью и выше наблюдается превосходство радиационного теплового потока над конвективным от 5 до 10 раз [5]. Таким образом, для больших сверхзвуковых скоростей предлагается остановиться на выборе СА класса «несущий корпус». При этом возможно предположить, что существует оптимальный радиус закругления носовой части СА, при котором величина суммарного теплового потока в максимально нагруженной точке по времени будет минимальна.
Был проведен анализ входа СА класса «несущий корпус» с диаметром D = 3 м, коэффициентом аэродинамического качества Кгип = 1,4 в атмосферу Земли со скоростью 15 км/с, на основании которого, возможно предположить, что существует оптимальный радиус закругления носовой части СА, при котором величина суммарного теплового потока в максимально нагруженной точке по времени минимальна.
Из термо-баллистического анализа было получено, что тепловые потоки достигают своего наибольшего значения на 52-й секунде спуска при скорости 12,3 км/с и при высоте 58,4 км. При этом минимум тепловых поток достигается при радиусе закругления Rmin = 0,52 м.
Была проведена оценку уноса теплозащитного покрытия (ТЗП). ТЗП предназначено для защиты конструкции СА от разрушения под воздействием тепловых потоков и обеспечения заданного температурного режима силового металлического корпуса аэродинамической оболочки, элементов конструкции и защиты экипажа.
Наружная поверхность СА защищена панелями теплозащиты. Как видно из расчётов выше, температура нагрева поверхности СА в критической точке довольно-таки велика, поэтому в конструкции СА рекомендовано применение особой теплозащита абляционного типа. Толщины покрытий выбираются в соответствии с эпюрой тепловых потоков.
При анализе толщин уносимого слоя ТЗП при разных радиусов закругления носовой части, было получено, что толщина уноса ТЗП в критичной точке составит около 0,3 м и R = 0,52 и 0,44 м при R = 0,25 м. По рекомендациям необходимо ввести коэффициент запаса толщины 1,2 для учета погрешности расчёта, а также разброса теплофизических характеристик покрытия. Таким образом, толщина покрытия ПКТ в критической точке составит 0,36 м.
Также представляется интересным рассмотреть использование игольчатого стабилизатора (ИС) в носовой части.
Такой метод уменьшения лобового сопротивления на сверхзвуковых скоростях в своё время предлагал Н.Ф. Краснов [6]. Поток может оторваться на игле и образовать область течения конусообразного типа. Под влиянием такого отрывного течения изменяется форма головного скачка уплотнения от почти прямого до косого, что обусловливает снижение лобового сопротивления и теплопередачи в точке полного торможения затупленной поверхности.
Тема использования игольчатых стабилизаторов ударной волны в дальнейшем продолжала исследоваться [7] и в настоящее время интерес к игольчатому стабилизатору ударной волны не угас. А рассмотрение вопросов спуска в атмосфере Земли СА возвращения из марсианской экспедиции с большими сверхзвуковыми скоростями входа заставляет предлагать его для существенного снижения теплового нагрева СА в критической точки вследствие воздействия на него лучистых тепловых потоков, на порядок превосходящих уровень конвективных при 13...16 км/с скоростях входа в атмосферу Земли.
Представляется интересным рассмотреть характер обтекания при установке иглы под углом, чтобы снизить тепловое воздействие в максимально нагруженной точке. Таким образом, изменится характер распределения относительного коэффициента давление по поверхности носовой части СА с ИС. Его значение сильно уменьшается у основания иглы на сфере, причем зона пониженного давления сохраняется на значительной ее части.
Использование ИС является перспективным направлением, так как уменьшает воздействие тепловых потоков в максимально нагруженной точке, что за собой подразумевает уменьшение массы ТЗП. Однако на текущий момент экспериментальных данных недостаточно для уверенного использования ИС на СА, входящих в атмосферу Земли с большими сверхзвуковыми скоростями. Что в свою очередь требует провести ряд испытаний.
Таким образом, представленные выше способы позволяют на конструктивном уровне снизить воздействия теплового потока при спуске СА с большими сверхзвуковыми скоростями.
