Условия работы теплозащиты

Дополнительным фактором, способствующим повышению уровня инерционных нагрузок на элементы теплозащиты, может быть увеличение их массы за счет поглощения влаги при неблагоприятных погодных условиях.

Аэродинамический нагрев на участке выведения сравнительно мал и не является определяющим для выбора теплозащиты. Лишь в кормовой части "Бурана" теплозащита донного экрана и ряда других элементов выбирается в соответствии с уровнями радиационного нагрева от факелов двигателей ракеты-носителя на этапе совместного полета.

В орбитальном полете элементы теплозащиты "Бурана" в теневых зонах могут охлаждаться до температур порядка - 120°С или нагреваться до + 110°С под действием прямого солнечного излучения. Минимальные уровни температур несущих элементов конструкции также могут достигать значений - 120°С, а максимально допустимый нагрев металлической обшивки планера во время орбитального полета по техническому заданию ограничен значением + 50°С для того, чтобы рационально использовать теплоаккумулирующую способность конструкции и тем самым сохранить на приемлемом уровне вес тепловой защиты. Практическое выполнение этого требования для боковой и верхней поверхностей планера обеспечивается использованием для теплозащиты внешних покрытий белого цвета с низким значением отношения коэффициента поглощения солнечного излучения к излучательной способности (А_S /E < 0,4). Для нижней поверхности планера, где используется более термостойкая теплозащита с внешним покрытием черного цвета, имеющим отношение А_S /E - 1, вводится ограничение по времени ее непрерывной ориентации на солнце (не более 6 часов).

Максимальные тепловые нагрузки теплозащита "Бурана" испытывает во время планирующего спуска в атмосфере. При этом параметры аэродинамического нагрева имеют существенную пространственную неравномерность и изменяются по времени, а максимальные уровни температур поверхности в значительной мере определяются такими физическими свойствами поверхности теплозащитного покрытия (ТЗП), как каталитичность и излучательная способность. Уровни температур тонкостенных носков фюзеляжа и крыла существенно зависят также и от интенсивности внутренних процессов радиационного теплообмена. Максимальные значения температуры теплозащищенных элементов конструкции из алюминиевых сплавов в момент посадки не должны превышать + 160°С при начальной температуре перед спуском с орбиты + 50°С.

На схеме распределения максимальных температур приведены расчетные значения температур: уровни внешнего нагрева для типовой проектной траектории спуска, представленные изолиниями максимальных температур на поверхности "Бурана", получены на основании расчетов, многочисленных продувок масштабных моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ, ЦНИИмаш и летных испытаний элементов теплозащиты на летающей модели "Бор-4". Температура носков фюзеляжа и крыла из материала углерод-углерод рассчитана с учетом физико-химических процессов в ударном слое и каталитических свойств поверхности, а также с учетом внутреннего переизлучения и процессов теплопроводности (К_W=3м/с).

Расчетные методы анализа тепловых режимов "Бурана"

Сравнительный анализ материалов и расчетное обоснование необходимых толщин теплозащиты "Бурана" проводились с использованием нескольких типов математических моделей. При этом учитывались внешние условия нагрева, процессы радиационного и конвективного теплообмена внутри планера, теплообмен в межплиточных зазорах, реальная архитектура несущей конструкции, зависимость теплофизических характеристик от температуры и давления, а также ряд других факторов. Справа показаны одна из схем расчета плиточной теплозащиты и некоторые полученные результаты. Заметно влияние межплиточньк зазоров, которые в конечном итоге снижают эффективность тепловой защиты и поэтому должны тщательно контролироваться на всех этапах наклейки плиток, проверочных испытаний и эксплуатации.

В процессе расчетных исследований выявлена исключительно важная роль радиационного теплообмена во внутренних полостях конструкции планера. Целенаправленный учет этих процессов при разработке конструкции "Бурана" позволил снизить потребные толщины теплозащиты и дать прогноз существенного уменьшения неблагоприятных температурных градиентов. Интенсивность переноса тепла излучением от более нагретых зон конструкции к менее нагретым в некоторых случаях преобладает надпроцессами теплопроводности. Это хорошо видно на рисунке слева (тепловой расчет фрагмента крыла Бурана) из сравнения результатов теплового расчета фрагмента крыла "Бурана", полученных с учетом радиационного теплообмена и без учета.

Для наиболее нагреваемых элементов конструкции "Бурана" - носового обтекателя и передних кромок крыльев - учет радиационного теплообмена позволил снизить проектные уровни максимальных температур на 100...150°С. Справа на рисунке для одного из расчетных вариантов показано изменение по времени температур в характерных точках углерод-углеродной секции передней кромки крыла. За счет переноса тепла излучением разность температур между нижней и верхней частями секции уменьшается с 1150°С до 500°С и одновременно в зоне максимального нагрева температура понижается примерно на120...150°С.

Одну из серьезных проблем применения плиточной теплозащиты представляет возможная потеря теплозащитных элементов. Проведенные расчетно-экспериментальные исследования позволили накануне первого полета "Бурана" дать обоснованный прогноз, что повреждение или отрыв любой из теплозащитных плиток в большинстве случаев не приведет к расплавлению обшивки планера, то есть к возникновению аварийной ситуации. Это в обобщенном виде иллюстрируется на рисунке слева, где для нескольких зон "Бурана" в зависимости от максимальной температуры на внешней поверхности неповрежденной теплозащиты ТW,max приведены расчетные максимальные температуры металлической обшивки планера ТW,max при нормальном состоянии теплозащиты и в случае потери единичного элемента плиточной теплозащиты. В последнем случае рассмотрены два варианта: отрыв плитки с сохранением на металлической обшивке планера фетровой подложки (наиболее вероятный случай) и отрыв плитки вместе с фетровой подложкой.

Как видно, при сохранении фетровой подложки температура плавления обшивки (около 500°С) не достигается во всем диапазоне внешних максимальных уровней нагрева 270...1250°С, а при отрыве плитки вместе с фетром целостность обшивки может быть нарушена только в зонах, непосредственно прилегающих к углерод-углеродным обтекателям.

Во время запуска "Бурана", происходившего в зимних условиях и при плохой погоде, часть плиток была повреждена осколками льда, падавшими со стартовых сооружений, ракеты-носителя и самого орбитального корабля, причем некоторые плитки были оторваны полностью. Однако послеполетный осмотр показал, что расплавления металлической обшивки корпуса "Бурана" в этих местах не произошло за исключением одной зоны, где из-за дефекта жгутового уплотнения на стыке плиточной теплозащиты с секцией передней кромки крыла создалась возможность интенсивного затекания воздушной плазмы внутрь полости кромки. Данные результаты первого полета "Бурана" полностью подтвердили предварительные расчетные прогнозы по степени надежности его тепловой защиты.

Разработанные методы расчета тепловых режимов многостекольных иллюминаторов "Бурана" позволили на стадии проектирования Детально проанализировать возможные градиенты температур и уровни нагрева стекол (смотри рисунок справа) и тем самым существенно повысить надежность конструкции иллюминаторов, а также снизить затраты на их экспериментальную отработку.

Web-master: ©Вадим Лукашевич 1998-2005