Теплонагруженные композитные конструкции объектов аэрокосмической техники

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы.В настоящее время возросло количество проектов, в рамках которых разрабатываютсяобъекты аэрокосмической техники,испытывающие значительные тепловые нагрузки в процессе эксплуатации, такие как многоразовые орбитальные и суборбитальные космические аппараты (МКА) и гиперзвуковые летательные аппараты (ГЛА).Разработка таких объектов невозможна без сопутствующей экспериментальной отработки.

Наиболее трудоемким и дорогостоящим этапом экспериментальной отработки является проверка работоспособности тепловой защиты объектов аэрокосмической техники, включающая в себя исследование термостойкости, применяемых в тепловой защите материалов, а также определение их теплофизических характеристик.

Материалы, применяемые для создания тепловой защиты, должны выдерживать воздействие высокоэнтальпийных потоков газа, возникающих вследствие аэродинамического нагрева при полете аппарата в плотных слоях атмосферы. При этом максимальный уровень температур наиболее нагруженных элементов конструкции можетпревышать 2000 К [1].

Для проведения тепловых испытаний в нашей стране и за рубежом используется широкий спектр стендов.Наиболее широкое распространение получили испытательные установкис нагревательными блоками на основе галогенных ламп накаливания (ГЛН).Они выгодно отличаются от других типов стендов простотой конструкции, дешевизной эксплуатации, а также широким диапазоном мощностей, размеров, типов токоподводов ламп.

Однако, данные установки ограничены уровнем рабочих температур, которые не превышают 1500 К, что связано с нарушением вольфрам-галогенного цикла ламп, который ведет к выходу ламп из строя. Основной проблемой при этом является обеспечение теплового режима колб ламп, выполненных из кварцевого стекла, температура которых ограничена 1270 К [2].

В настоящей работе рассматривается возможность расширения диапазона применения стендов радиационного нагрева на базе ГЛН за счет активного обдува колб ламп потоком сжатого воздуха.

Цель работы:Расширение диапазона применения стендов радиационного нагрева на базе ГЛН для испытания высокотемпературных керамических материалов с рабочими температурами до 2000 К, применяющихся для создания систем тепловой защиты объектов аэрокосмической техники.

Задачи работы:

· Аналитический обзор конструкции современных стендов для испытания образцов высокотемпературных материалов и элементов тепловой защиты объектов аэрокосмической техники.

· Разработка модели комбинированного радиационно-кондуктивно-конвективного теплообмена в рабочей зоне стенда.

· Разработка конструктивно-компоновочной схемы рабочей зоны стенда, а также конструктивных схем пневматической системы стенда, состоящей из системы подачи охлаждающего газа и утилизации отработанного горячего газа.

Научная новизнаработы состоит в следующем:

1. Показана возможность расширения температурного диапазона использования стендов радиационного нагрева на базе ГЛН для испытания материалов с рабочими температурами более 2000 К.

2. Теоретически доказана возможность обеспечения температурного режима колб ГЛН за счет применения активного обдува их колб с разделением рабочей зоны стенда на отдельные области экранами и разделительными стеклами, а также возможностью выбора рациональных направлений обдува и расположения колб ламп в обдувающем потоке газа.

Практическая значимостьработы состоит в следующем:

1. Разработана конструктивно-компоновочная схема рабочей зоны стенда тепловых испытаний на базе ГЛН с рабочими температурами объектов испытания до 2000 К.

2. Разработана пневматическая система стенда, обеспечивающаянеобходимые параметры газа на входе в рабочую зону стенда и способная утилизировать горячий газ, покидающий рабочую зону стенда.

3. Обоснована возможность применения в стенде тепловых испытаний серийно выпускаемых ламп КГ 220-2000-5.

Структура и объем работы.Настоящая работа состоит из четырехглав.

Первая глава носит обзорно-аналитический характер. В ней обобщены литературные данные о проектах современных аппаратов аэрокосмической техники, тепловой защите, применяемой на данных аппаратах, и современных стендах, применяемых для испытания материалов и элементов тепловой защиты.

Во второй главе решена задача моделированияпроцесса комбинированного теплообмена в рабочей зоне стенда тепловых испытаний, разработана конструктивно-компоновочная схема рабочей зоны перспективного стенда радиационного нагрева на базе ГЛН с активным обдувом колб ламп потоком сжатого воздуха.

В третьей главе разработаны вспомогательные системы стенда: система подачи газа в рабочую зону стенда, пневматическая и водоохлаждаемая система утилизации горячего газа из рабочей зоны стенда, холодильник с проточной водой для охлаждения тыльной поверхности объекта испытания.

В четвертой главе предложена конструкция перспективного стенда радиационного нагрева на базе ГЛН с рабочими температурами более 2000 К.

Современное состояние проблемы создания стендов радиационного нагрева для испытаний объектоваэрокосмической техники

Теплонагруженные композитные конструкции объектов аэрокосмической техники

В настоящее время ведется создание аэрокосмической техники многократного использования: многоразовых космических аппаратов (суборбитальных и орбитальных), многоразовых ракет-носителей, а также гиперзвуковых летательных аппаратов. Режим полета таких аппаратов предусматривает участки со сверх- и гиперзвуковой скоростью в плотных слоях атмосферы, что приводит к интенсивному аэродинамическому нагреву (свыше 2000°С) (рисунок 1.1).Для защиты конструкций аэрокосмических систем многоразового использования от воздействия аэродинамического нагрева при полете в атмосфере Землиприменяют специальные теплозащитные покрытия (ТЗП) с различными принципами действия: пленочное охлаждение, пористое, заградительное, конвективное, радиационное, абляционное и др.

В зависимости от скорости полета аппарата в плотных слоях атмосферы изменяются и максимальные температуры на поверхности аппарата. Так, для суборбитальных МКА характерны скорости от 3 до 4 М, и как следствие температуры не превышают 700°С. Для орбитальных аппаратов скорости полета могут достигать 28 М, а температуры – соответственно 2000°С. Скорости ГЛА превышают 5 М, а температуры могут достигать 1000°С [3].

Рисунок 1.1 – Типы ТЗП для ракетно-космической техники различного назначения [3]

Суборбитальные МКА

X-33, NASA и LockheedMartin, США, 1995-2001.

Суборбитальный МКА X-33 (рисунок 1.2) разрабатывался компанией Lockheed Martin по заказу НАСА в 90-х годах прошлого столетия в рамках программы VentureStar. Аппарат задумывался как малоразмерный прототип для демонстрации технологии и испытаний материалов одноступенчатого орбитального МКА VentureStar[4].

Рисунок 1.2 – Одноступенчатый суборбитальный МКА X-33, LockheedMartin, 1995-2001 гг. [5]

Длина МКА Х-33 составляла 20,4 м, ширина – 20,7 м, сухая масса – 28 500 кг, а стартовая масса – 124 000 кг. Предполагалось, что данный МКА будет оснащен двумя ЖРД J-2SLinerAerospike (Rocketdyne) и сможет достигать высоты 96 км, а максимальная скорость полета составит 15 М.

Температуры, возникающие на поверхности МКА Х-33 во время полета, превышают 1100°С (рисунок 1.3). Предполагалось, что в данном аппарате будут применены следующие типы теплозащитных покрытий (ТЗП): углерод-углеродное (для температур свыше1100°С на носовом обтекателе), хромо-никелевый сплав MA 754 (для температур от 900 до 1100°С), сплав на основе никеля, хрома, кобальта и молибдена Inconel 617 (для температур от 700 до 900°С) и титановый сплав (для температур от 500 до 700°С) [6].

Рисунок 1.3 – ТЗПМКАХ-33 [7]

X-34, NASA и Orbital Science Corporation, 1996.

Суборбитальный МКА X-34 (рисунок 1.4) разрабатывался компанией OrbitalScienceCorporation по заказу НАСА как демонстратор ключевых технологий в рамках программы ReusableLaunchVehicle в период с 1996 по 2001 гг [4].

Рисунок 1.4 – МКА X-34,NASA и Orbital Science Corporation,

1996-2001 гг.

Аппарат имел длину 17,7 м, размах крыльев – 8,5 м, сухая масса – 8 164 кг. Максимальная высота полета, на которую поднимался МКА Х-34 составляла 80,5 км, при этом он развивал скорость 8 М.

Теплозащита МКА Х-34 была схожа с теплозащитой SpaceShuttle. Так, ТЗП включала: высокотемпературную подложку, способную выдерживать температуры до 1100°С, ткань из керамических волокон Nextel 440 (максимальная температура эксплуатации до 1370°С). Для носового обтекателя, а также защиты кромок крыльев использовались черные керамические плитки (такие же, как на SpaceShuttle) [8-10].

Cosmopolis C-XXI, ЭМЗим. В.М. Мясищева, Россия, 2002.

МКА CosmopolisC-XXI разрабатывался в 2002 году ЭМЗ им. В.М. Мясищева. Данный МКА (рисунок 1.5) принимал участие в международном конкурсе AnzariXPrize. Аппарат был рассчитан для полета одного пилота и двух пассажиров по суборбитальной траектории с максимальной высотой 100 км. При этом сухая масса МКА составляла всего 3 500 кг, стартовая масса – 5 500 кг [11].

Рисунок 1.5 – МКА CosmopolisC-XXI, ЭМЗ им. В.М. Мясищева, 2002 [11]

Орбитальные МКА

DreamChaser, SierraNevadaCorporationсовместно cLockheedMartin, США, 2004 г.

МКА DreamChaser (рисунок 1.6) разрабатывается в рамках программы НАСА CommercialCrewDevelopment. Он предназначен для доставки грузов и экипажа (до 6 человек) на низкую околоземную орбиту. Длина аппарата составляет 6 м, размах крыла – 7 м, сухая масса аппарата – 11 400 кг [12].

Рисунок 1.6 – МКАDream Chaser, Sierra Nevada Corporation совместно c Lockheed Martin, США, 2004 [13]

Конструкция МКА выполнена преимущественно из композиционных материалов на основе углеродных волокон. В качестве теплозащиты на носовом обтекателе, кромках крыльев и посадочных щитках используется материал TUFROC (ToughenedUnipieceFibrousReinforcedOxidation-resistantComposite)(патент US7381459B1) [14], разработанный НАСА специально для защиты гиперзвуковых летательных аппаратов при полете в атмосфере Земли. ТЗП TUFROC (рисунок 1.7) предназначено для многоразового использования и способно выдерживать температуры свыше 2000ºС [15, 16], возникающие на носовом обтекателе и кромках крыльев МКА DreamChaser.

Рисунок 1.7 – Различные конфигурации ТЗП TUFROC [17]

SpaceX Dragon, Space Exploration Technologies, США, 2012- настоящеевремя.

МКА SpaceX Dragon (рисунок 1.8) разрабатываетсякомпанией Space Exploration Technologies врамкахпрограммыНАСА Commercial Crew Development. Аппарат капсульного типа, его длина составляет 6,2 м, максимальный диаметр – 3,6 м. Сухая масса МКА SpaceX Dragon равна 4 200 кг, а масса выводимого на низкую околоземную орбиту полезного груза может достигать 6 000 кг [18].

В качестве абляционной теплозащиты на МКА SpaceX Dragon применяется разработанный совместно с НАСА композиционный материал на основе углеродных волокон и фенольного связующего PICA-X (PhenolicImpregnatedCarbonAblator), способный выдерживать температуры свыше 2760ºС [19]. PICA-X обладает чрезвычайно малой плотностью (270 кг/м³) и малой теплопроводностью. Толщина ТЗП на тепловом щите МКА SpaceXDragon составляет всего 6 см (рисунок 1.9). При этом температура внутри капсулы во время полета аппарата в атмосфере не превышает комнатной, в то время как наружная поверхность ТЗП нагревается до 1850ºС.

Рисунок1.8 – МКА SpaceX Dragon, Space Exploration Technologies, США, 2012г. - настоящеевремя [18]

Рисунок 1.9 – Усатановка блоков теплозащиты PICA-X на тепловой щит МКА SpaceXDragon[20]

Микроструктура PICA-X приведена на рисунке 1.10[21].

Рисунок 1.10 – Микроструктура ТЗП PICA-X [21]

CST-100 (Crew Space Transportation), Boeing иBigelow Aerospace, США, 2010- настоящеевремя.

КомпаниейBoeing иBigelow AerospaceсоздаетсяМКАкапсульноготипаCST-100 (рисунок1.11). Данный аппарат предназначен для доставки груза и экипажа (до 7 человек) на низкую околоземную орбиту. Диаметр капсулы составляет 4,56 м, высота – 5,03 м [22,23].

Рисунок1.11 – CST-100 ( Crew Space Transportation), Boeing иBigelow Aerospace, США, 2010 [23]

Аппарат будет состоять из одноразового головного обтекателя и, капсулы, которая может использоваться до 10 полетов. В качестве теплозащиты капсулы используются плитки BRI-18 (BoeingRigidInsulation-18 poundspercubicfootdensity), а также гибкая ТЗП AFRSI (Advanced Flexible Reusable Surface Insulation Blankets) [24]. BRI-18 разработан в 2005 году и на данный момент, по утверждениям НАСА, является самым ударопрочным ТЗП [25].