Оглавление
Введение.................................................................7
Глава 1.Особенности тепло - масссообмена на поверхности космических летательных аппаратов планирующего класса..............................13
1.1. Тепло - массообмен и химическое состояние высокотемпературного воздуха у поверхности аппарата................................... 16
1.2 Каталитическая активность поверхности и тепло - массообмен в пограничном слое.....................................................21
1.5. Анализ влияния каталитических свойств поверхности на теплообмен в «замороженном» шмраничном слое.....................................29
1.6. Анализ влияния каталитических свойств поверхности на теплообмен в ламинарном равновесном пограничном слое............................33
Глава 2. Расчет теплообмена на каталитически акгивной поверхности при гннерзвуковой скорости полета КЛА..................................36
2.1. Математическая модель теплообмена в области передней критической точки и ее окрестности с учетом каталитических.свойств поверхности 37
2.1.1 Некоторые общие положения теории тепло- и массообмена в химически активном пограничном слое................................37
2.1.2. Математическая модель Гуларда для расчета теплообмена на каталитически активной поверхности.............................42
2.1.3. Вывод уравнения суммарного теплового потока в стенку с различной каталитической активностью...........................46
2.1.4. Сравнительный анализ результатов исследования процессов тепло — и массообмена на каталитически активной поверхности..........54
2.2. Оценка скорости каталитической рекомбинации атомов к„...........56
на поверхности КЛА...................................................56
2
2.3. Анализ физических факторов и их влияние на снижение тепловых потоков в конструкцию КЛА..........................................58
2.4. Рекомендации но оптимальному использованию каталитических свойств материалов при проектировании тепловой защиты КЛА..........62
2.4.1. Рекомбинация атомов кислорода на поверхностях материалов разной каталитической активности...............................63
2.4.2. Рекомбинация атомов азота на поверхностях материалов разной каталитической активности......................................65
2.4.3. Особенности рекомбинация атомов диссоциированного воздуха на поверхностях материалов разной каталитической активности.......66
Глава З.Улучтение каталитических и излучагельиых свойств углерод-углеродных композиционных материалов теплозащитного назначени*1.69
3.1. Анализ состояния и прогноз разработок систем тепловой...........69
защиты на основе УУКМ................................................69
3.2. Алгоритм определения каталитических свойств ТЗМ.................79
3.3. Алгоритм определения излучательных свойств теплозащитных материалов при интенсивном нагреве.................................86
3.3.1. Экспериментальное определение излучательных свойств ТЗП мело дом оптической пирометрии.................................87
3.3.2. Экспериментальное определение излучательных свойств ТЗП на специальной установке..........................................93
Глава 4. Физические основы низкотемпературного газодинамического метода и диагностика сверхзвуковых параметров гетерогенных нотоков.98
4.1. Физические основы низкотемпературного газодинамического метода.98
4.2.Г1ринципиальная схема реализации низкотемпературного газодинамического метода..........................................105
3
4.3. Описание типичного лабораторного оборудования для реализации НТГДМ - технологии...............................................107
4.4. Производственные и технологические возможности...............112
НТГДМ технологии..................................................112
4.5. Формирование с использованием НТГДМ - технологии защитных
термостойких покрытий на поверхности УУКМ •.......................113
4.6. Сверхзвуковой вакуумный высокотемпературный стенд ГВП-56.....114
4.6.1.Описание конструкции электродугового нагревателя газа.....117
4.6.2. Описание функциональных систем стенда....................120
4.6.3. Описание измерительного комплекса стенда ГВ11-56.........123
4.6.4. Автоматизированная контрольно-измерительная система теплофизических исследований на газодинамическом стенде......127
Глава 5. Методы и средства диагностики параметров высокотемпературных газовых потоков ...............................130
5.1. Методы и средства измерения плотности теплового потока.......130
5.1.1. Калориметр охлаждаемого типа.............................131
5.1.2. Неохлаждаемые калориметры регулярного режима.............138
5.2. Определение энтальпии торможения газового потока.............151
5.2.1. Экспериментальное определение энтальпии торможения.......151
5.2.2. Определение энтальпии и температуры торможения набегающего потока экспериментально - расчетным методом..................161
5.2.3. Расчет касательных напряжений на поверхности исследуемых моделей......................................................165
5.3. Определение давления торможения газового потока..............167
Глава 6. Результаты экспериментального определения «ew -£„» свойств
защитных покрытий на поверхности УУКМ...............................174
4
Выводы............................................................180
Список используемой литературы....................................182
5
Принятые сокращения
PKT - ракетно-космическая техника.
ГЛА — гиперзвуковые летательные аппараты.
УУКМ —углерод-углеродные композиционные материалы. ПИР - научно-исследовательская работа.
ЮТА - космический летательный аппарат.
ТЗМ - теплозащитный материал.
ТЗП — теплозащитное покрытие.
6
Введение.
Дальнейшее развитие ракетно-космической техники (РКТ) будет связано с созданием изделий нового поколения. Можно прогнозировать, что к таким изделиям будут относиться, прежде всего, гиперзвуковыс летательные аппараты (ГЛА), способные осуществлять маневренный полет как в условиях космического пространства, так и в плотных слоях атмосферы. Можно ожидать, что тактические характеристики таких ГЛА будут таковыми, чтобы в рамках данного полета их скорость может изменяться в десятки раз, т.е. соответствовать числу Маха, значительно превышающего М=5. В таких условиях полета конструкция аппарата подвергается интенсивному аэродинамическому нагреву и требует специальной тепловой защиты. Кроме того, на завершающей стадии полета такие ГЛА должны надежно выполнить поставленную задачу в экстремальных условиях, когда аппарату придется преодолевать участки атмосферы с большим содержанием естественных (облачность) и искусственных (пылевая облачность и др.) образований. В таких условиях интенсивного аэродинамического нагрева и одновременного эрозионного воздействия, резко возрастают требования к защите конструкции аппарата от термоэрозии /51/, /52/.
Обоснованное научное прогнозирование показывает, что сегодня эту проблему можно успешно решить только с использованием новых структур углерод-углеродных композиционных материалов (УУКМ). УУКМ нашли широкое применение в изделиях ракетно-космической техники в качестве материалов теплозащитного назначения. Многолетний опыт их надежной эксплуатации в составе РКТ, а также широкий спектр теплофизических, механических и других свойств, которыми обладают эти материалы, позволяют утверждать, что этот класс материалов непременно будет востребован конструкторами и в дальнейшем, при разработке РКТ нового поколения.
7
Однако при всех многочисленных достоинствах УУКМ обладают некоторыми недостатками и, прежде всего, низкой термостойкостью в окислительной среде. Например, уже при температуре 7Jr > 500АГ любой углеродный материал начинает окисляться, гореть, т.е. заметно терять свою массу. Задача защиты УУКМ от термохимической эрозии многократно усложняется, если термохимическое разрушение сопровождается механической эрозией, возникающей в результате воздействия на материал высокоскоростным гетерогенным потоком.
Как видно, проблема защиты УУКМ стоит весьма остро и требует своего решения. Решению этой проблемы уделялось недостаточное внимание. Например, сегодня в производстве РКТ нет надежных покрытий, способных длительно защитить УУКМ от термохимического воздействия при температуре поверхности Tw « 2500/С и более.
Поэтому разработка научных основ технологии формирования таких покрытий является весьма перспективной НИР для РКТ нового поколения.
Одной из задач таких исследований является научный поиск и разработка рецептуры композиционных термостойких покрытий с повышенными каталитическими и излунательными свойствами. Такая задача в первую очередь должна быть решена для FJIA планирующего класса.
Траекторные параметры при полете в атмосфере гиперзвуковых летательных аппаратов планирующего класса (самолетные схемы KJ1A типа «Шаттл» и «Буран») существенно разнятся от аналогичных параметров космических аппаратов баллистического класса ///. Это объясняется, прежде всего, разным стратегическим назначением аппаратов, а, следовательно, разным временем полета в атмосфере. Например, время полета в атмосфере аппарата планирующего типа может в сотни и тысячи раз превосходить время полета баллистического ГЛА. Это, в свою очередь, однозначно отражается на разных уровнях теплового и силового воздействия на
8
элементы конструкции аппаратов, что выдвигает разные требования к системам тепловой защиты каждого из указанных классов аппаратов.
Особенности теплосилового воздействия на тепловую защиту аппаратов баллистического- класса подробно проанализированы в работах разных ОКБ и НИИ. Поэтому в диссертационной работе основное внимание уделено особенностям работы тепловой защиты гиперзвуковых летательных аппаратов планирующего класса.
Прежде всего, следует отметить, что главная особенность теплообмена на поверхности аппаратов такого класса заключается в том, что, практически, по всей траектории полета реализуется тепло - и массообмен между поверхностью аппарата и химически активным пограничным слоем. Интенсивность теплообмена в таком пограничном слое всецело зависит как от параметров состояния газа, так и от химического состояния смеси компонентов высокотемпературного воздуха. Эти две особенности, в конечном счете, определяют тип пограничного слоя: равновесный,
неравновесный или «замороженный». Указанное, является важным обстоятельством, поскольку в зависимости от типа пограничного слоя выбирается тот или иной класс теплозащитного материала.
Проведенные различными авторами исследования теплообмена в неравновесных потоках диссоциированного газа /1/.../10/, /57/, /82/ показали, что при полете аппарата на высотах выше 60 км, параметры состояния высокотемпературного воздуха таковы, что молекулы, проходя через ударную'волну и сжатый слой, диссоциируют на атомы. В свою очередь, атомарный газ, не достигнув химического равновесия, попадает в зону пограничного слоя, диффундирует к поверхности и рекомбинирует на ней. В результате реализации всего этого комплекса физико-химических процессов, значительно увеличиваются тепловые потоки в конструкцию КЛА. Интенсивность теплообмена в этом случае сильно зависит от каталитической активности материалов тепловой защиты по отношению к реакции поверхностной рекомбинации атомов.
9
Таким образом, на поверхности КЛА протекают химические реакции рекомбинации и, очевидно, скоростями этих реакций можно управлять, применяя материалы, обладающие свойствами катализаторов или ингибиторов. Итак, в том случае, когда на поверхности КЛА применяется материал, обладающий свойством катализатора, реакция поверхностной рекомбинации атомов в молекулы интенсифицируется, а, следовательно, увеличивается тепловой поток в стенку. Если же использованный материал обладает свойством ингибитора, то реакция рекомбинации замедляется, и тепловой поток в стенку уменьшается. Понятно, что при проектировании КЛА, такими свойствами должны обладать теплозащитные материалы, которые используются в конструкции тепловой защиты аппарата. Эти ТЗМ получили наименование материалов с каталитической активностью поверхности.
Исследование степени влияния на теплообмен каталитических свойств ТЗМ очень важно, поскольку известно, что каталитическая активность теплозащитных материалов различных классов может меняться в пределах нескольких порядков. Вопрос влияния каталитической активности теплозащитных материалов на теплообмен особенно остро проявляется для космических аппаратов планирующего класса. Как отмечалось, орбитальные аппараты этого класса характеризуются длительным временем полета в верхних слоях атмосферы и выбор материалов тепловой защиты, обладающих свойствами каталитической активности, может в несколько раз снизить интенсивность теплообмена в конструкцию аппарата, а, следовательно, существенно, на 20...30% уменьшить массу тепловой защиты аппарата.
Каталитические и излучательные свойства материалов неразрывно
связаны с составом, физико-химическими характеристиками,
кристаллической структурой, пористостью, напряженным состоянием,
глубиной пробега излучения и другими характеристиками поверхностного
слоя. В процессе работы материала в результате нагрева эти свойства могут в
10
значительной степени изменяться. Процессы химического взаимодействия между газовым потоком и поверхностным слоем материала также оказывают влияние на каталитические и излучательные свойства. В силу этого простой набор сведений по каталитическим и излучательными свойствам отдельных элементов и соединений не может дать гарантии, что их применение даст воспроизведение их свойств в композиции материала или покрытия. Все это предполагает проведение специальных теоретических и экспериментальных исследований по изучению каталитических и излучагельных свойств теплозащитных материалов и покрытий в процессе их создания и доводки с целью реализации заданных характеристик.
Для практически не разрушаемой тепловой защиты многоразовых космических летательных аппаратов с высоким аэродинамическим качеством каталитические свойства поверхности теплозащитных материалов оказываются единственным фактором, способным уменьшить подвод тепла к поверхности, а излучательные свойства и максимально допустимая рабочая температура поверхности материала являются основными факторами, способными увеличить отвод подведенного к поверхности материала тепла в окружающее пространство /60...62/. В связи с этим научное прогнозирование каталитических и излучательных свойств и разработка методов экспериментальной отработки высокотемпературных материалов и защитных покрытий с целью улучшения этих свойств является актуальной задачей при разработке перспективных космических аппаратов и аэрокосмических систем. Таким образом, можно отметить, что для обеспечения необходимых параметров, позволяющих защитить космический летательный аппарат от экстремальных тепловых нагрузок, следует немалое внимание уделять не только к изучению и определению свойств материалов, обладающих каталитическими свойствами, но и, соответственно, излучательными свойствам материалов /68/
Таким образом, проектирование тепловой защиты орбитальных
спускаемых космических аппаратов планирующего класса следует проводить
11
с учетом каталитической активности используемых материалов тепловой защиты.
Целью данной диссертационной работы являлось:
- определение каталитических и излучательных свойств теплозащитных покрытий с целыо оптимизации тепловой защиты КЛА планирующего класса.
Для достижения указанной цели в работе решались следующие задачи:
1. Проведен анализ тепло- и массообмсна в химически активном пограничном слое на каталитически активной поверхности. На базе анализа выведено критериальное соотношение для расчета теплообмена.
2. Предложены методы по улучшению каталитических и излучательных свойств углерод-углеродных композиционных. материалов путем формирования на их поверхности тонких композиционных термостойких покрытий.
3. На базе низкотемпературного газодинамического метода разработана технология нанесения на твердую поверхность тонких термостойких композиционных покрытий.
4. Разработана ■ математическая модель и- составлен алгоритм экспериментального определения каталитических и излучательных свойств теплозащитных покрытий.
5. С целью исследования каталитических и излучательных свойств разработаны, реализованы и апробированы методы и средства диагностики высокотемпературных потоков на газодинамических стендах.
6. Проведены экспериментальные исследования по определению каталитических и излучательных свойств теплозащитных покрытий на газодинамических стендах, воспроизводящих необходимые траекторные параметры космических летательных аппаратов планирующего класса.
7. Проведено экспериментальное исследование теплообмена на поверхностях
с разной каталитической активностью. Результаты эксперимента
сопоставлены с расчетными данными данной работы и других авторов.
12
Глава 1.Особенности тепло - масссообмсна на поверхности космических летательных аппаратов планирующего класса.
Главная особенность входа орбитальных космических летательных аппаратов в плотные слои атмосферы заключается в том, что скорость входа с орбиты не превышает первую космическую. В процессе полета аппарата в атмосфере осуществляется переход кинетической энергии в тепловую. Это определяет вид теплового воздействия, главным образом конвективный нагрев, интенсивность которого зависит от кинетической энергии, которой обладал аппарат на орбите. Последняя, как известно, определяется его массой и орбитальной скоростью. Суммарное количество теплоты, которое может выделиться у поверхности аппарата во время аэродинамического торможения, описывается выражением:
где Сх - коэффициент сопротивления сил нормального давления; СГи -коэффициент сопротивления вязкого трения газа о поверхность.
Понятно, что при полете КЛА в плотных слоях атмосферы планеты орбитальная кинетическая энергия аппарата должна полностью трансформироваться в тепловую, поскольку на поверхности планеты скорость аппарата равна нулю.
2 С
С. +С
X
13
КГ
км
Рис. 1.1. Изменение удельной энергии, подводимой к килограмму массы конструкции КЛА, в зависимости от скорости полета.
1 - полный переход кинетической энергии в тепловую, 2 - баллистические «головки» конической формы, 3 - схемы КЛЛ самолетного типа, 4 - КЛА сферического типа.
Как следует из выражения (1.1), доля теплоты, пошедшая на нагрев конструкции КЛА, определяется его геометрией. Чем больше СХУ тем меньшая доля теплоты Е будет подводиться к поверхности аппарата. Итак, согласно (1.1), нагрев орбитального КЛА определяется его аэродинамической формой. Это наглядно иллюстрируется данными, представленными на рис.
1.1 /10/. Видно, что форма спускаемого аппарата (параметр В) сильно влияет на его нагрев, что, в конечном счете, определяет схему и массу тепловой защиты. Однако параметр Е нельзя считать единственным критерием, обусловливающим потребную эффективность тепловой защиты КЛА. Как известно, теплозащитные материалы, из которых создается система тепловой защиты, имеют различные теплозащитные и теплофизичсскис свойства. В итоге, это определяет способность тепловой защиты воспринимать и передавать теплоту конструкции аппарата. Эти свойства обеспечивают надежность тепловой защиты в смысле сохранения целостности аппарата
14
в течения всего срока выполнения поставленной программы. Поэтому проектирование тепловой защиты охватывает комплекс задач, главной из которых является задача расчета теплообмена в процессе входа аппарата в плотные слои. Конечная- цель сводится к установлению закона изменения плотности конвективного теплового потока в конструкцию аппарата по времени, без чего невозможно выбрать структурную оптимальную схему теплозащиты, рассчитать температуру поверхности теплозащитного* покрытия, а, следовательно, оценить работоспособность всей системы в целом.
Таким образом, проблема разработки тепловой защиты орбитальных космических аппаратов разделяется на две задачи: задачу конвективного теплообмена на проницаемой поверхности тепловой защиты с химически активным пограничным слоем (внешняя задача) и задачу, нестационарного прогрева и разрушения теплозащитного покрытия с подвижной- границей при различных физико-химических превращениях (внутренняя задача)..
Поскольку вторая задача тесно связана-, с первой и определяется механизмом разрушения материалов тепловой защиты, в. настоящем разделе целесообразно кратко проанализировать внешнюю задачу, процесс теплообмена при обтекании КЛА потоком, диссоциированного газа. Необходимость такого анализа обусловлена особенностями теплообмена в диссоциированных потоках, который может интенсифицироваться или ослабляться в зависимости от каталитической активности- поверхности материала тепловой защиты по отношению к реакции поверхностной рекомбинации атомов:
Впервые эффект влияния химической активности поверхности КЛА
на теплообмен в области ламинарною течения при разрушении
теплозащитного покрытия анализировался в.работах /1 /и /22/. Теоретически, а
затем^ и экспериментально установлено, что тепловой поток к поверхности в
отсутствие химического равновесия в сжатом слое сильно зависит от кинетики
процессов рекомбинации внутри пограничного-слоя. Этот эффект особенно
15
значителен для течений разреженного газа, когда числа Кнудсена достаточно велики. В этом случае, по мере полета КЛА по траектории, сначала исчезает невязкий слой, затем вязкий слой у поверхности тела сливается с ударной волной, образуя вязкий непрерывный сжатый слой между поверхностью спускаемого аппарата и ударной волной. В таком слое плотность газа столь низкая, что молекулы компонентов воздуха, проходя через ударную волну и сжатый слой, диссоциируют на атомы, которые диффундирует к поверхности в объеме вязкого пограничного слоя. Для такого режима течения вероятность столкновения частиц очень мала, что устраняет процесс рекомбинации атомов в объеме слоя.
Как отмечалось, такой пограничный слой называется «замороженным». В «замороженным» слое тепловой поток в стенку определяется как интенсивностью процесса диффузии атомов к поверхности, так и реакцией рекомбинации атомов на поверхности теплозащитного покрытия, скорость которой, в свою очередь, сильно зависит от каталитической активности поверхности. Таким образом, было показано, что теплообмен в «замороженном» пограничном слое на поверхностях с разной каталитической активностью, сильно отличается по интенсивности. В дальнейшем, выводы этой работы явились причиной многочисленных фундаментальных исследований, в том числе и исследований, проведенных, в этом плане, в данной работе.
1.1. Тепло - массообмен и химическое состояние высокотемпературного
воздуха у поверхности аппарата.
Химическое состояние воздуха в пограничном слое гиперзвукового аппарата определяется его параметрами состояния - температурой, Т и давлением, Р. Уровень этих параметров определяет химический состав газа в пограничном слое - концентрацию атомов и молекул в нем. Одной из характеристик такого газа является массовая концентрация частиц, которая определяется как:
16
- Київ+380960830922