Оптимизация тепловой защиты гиперзвуковых космических летательных аппаратов путем вариации каталитических и излучательных свойств тема автореферата и диссертации по физике, 01.04.14 ВАК РФ

0046]

6693

На правах рукописи

Куирюхин Александр Александрович

ОПТИМИЗАЦИЯ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ПУТЕМ ВАРИАЦИИ КАТАЛИТИЧЕСКИЙ И ИЗЛУЧАТЕЛЬНЫХ СВОЙСТВ МАТЕРИАЛОВ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ.

Специальность 01.04.14 «Теплофизика и теоретическая теплотехника»

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

- 9 ЛЕН 2010

Москва -2010

004616693

Работа выполнена в Московском авиационном институте (государственном техническом университете)

Научный руководитель:

Заслуженный деятель науки Р.Ф.,

д.т.н., профессор Никитин Петр Васильевич.

Официальные оппоненты:

д.т.н., профессор Чудецкий Юрий Викторович, к.т.н. Доморацкии Александр Николаевич

Ведущая организация:

«Центральный аэрогидродинамический институт (ФГУП ЦАГИ) им. профессора Н. Е. Жуковского» г. Жуковский

Защита состоится « 13 » декабря 2010 г. на заседании диссертационного Совета Д 212.125.08 при Московском авиационном институте (государственном техническом университете) по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСГТ-З, Волоколамское шоссе, д. 4

Отзывы на автореферат в 2-х экземплярах, заверенные печатью, просьба прислать по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д. 4, Московский авиационный институт (государственный технический университет) «МАИ».

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института.

Автореферат разослан « Q& » rtO&JjPSL 2010 г. Ученый секретарь

диссертационного Совета Д 212.125.08

д.т.н., профессор

Зуев Ю.В.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ.

Акгуалыюсть работы. Дальнейшее развитие ракетно-космической техники будет связано с созданием изделий нового поколения.

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.

Однако при всех многочисленных достоинствах УУКМ обладают некоторыми недостатками и, прежде всего, низкой термостойкостью в окислительной среде. Поэтому для УУКМ требуется специальные термостойкие покрытия. Разработка научных основ технологии формирования таких покрытий является актуальной НИР для ракетно-космической техники нового поколения. Данная задача являлась предметом исследования диссертационной работы.

Одной их задач таких исследований является научный поиск и разработка рецептуры композиционных термостойких покрытий с повышенными каталитическими и излучательными свойствами.

Указанные свойства материалов неразрывно связаны с составом, физико-химическими характеристиками, кристаллической структурой, пористостью, напряженным состоянием, глубиной пробега излучения и другими характеристиками поверхностного слоя.

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. 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.

В связи с указанным нелыо диссертационной работы являлось исследование каталитических и излучательных свойств теплозащитных покрытий с целью оптимизации тепловой защиты космических летательных аппаратов планирующего класса.

Для достижения указанной цели в работе поставлены и решены следующие задачи:

1. Проведен анализ тепло- и массообмена 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 па 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.

Научная новизна работы заключается в том, что проведено экспериментально-аналитическое исследование тепло-массообмена в химически активном пограничном слое, возникающем при полете космических летательных аппаратов с гиперзвуковыми скоростями. Это позволило:

- вывести модифицированное уравнение расчета суммарной величины плотности теплового потока с учетом влияния каталитических свойств поверхности теплозащитных материалов;

- на основе полученного уравнения разработать методику и составить алгоритм экспериментального определения каталитических свойств теплозащитных покрытий;

- разработать методику и составить алгоритм экспериментального определения излучательных свойств теплозащитных покрытий;

- рекомендовать пути улучшения каталитических и излучательных свойств углерод-углеродных композиционных материалов теплозащитного назначения.

Практическая ценность и реализация результатов работы состоит в том, что:

1. Получено и проверено экспериментально модифицированное уравнение расчета плотности теплового потока на каталитически активной поверхности космических летательных аппаратов планирующего класса;

2. Предложен и научно - обоснован метод подбора рецептур компонентов термостойких покрытий для формирования с улучшенными каталитическими и излучательными свойствами;

3. Разработана и реализована экспериментально технология формирования термостойких защитных покрытий на поверхности УУКМ;

4. Разработана методика и реализован алгоритм экспериментального определения каталитических и излучательных свойств перспективных теплозащитных покрытий;

5. Разработаны и реализованы в эксперименте методы и средства диагностики параметров сверхзвуковых потоков и теплофизических свойств покрытий.

6. Проведены экспериментальные исследования по определению каталитических и излучательных свойств теплозащитных покрытий разного композиционного состава.

7. Сопоставление аналитических и экспериментальных данных показали удовлетворительную корреляцию.

Положения, выносимые на защиту:

- анализ тепло-масссообмеиа на каталитически активной поверхности космических летательных аппаратов планирующего класса;

- методика расчета теплообмена на каталитически активной поверхности при гиперзвуковой скорости полета Ю1А;

- пути улучшения каталитических и излучательных свойств углерод-углеродных композиционных материалов теплозащитного назначения;

- методы и средства диагностики параметров высокотемпературных газовых потоков;

- результаты экспериментального определения «- » свойств защитных покрытий на поверхности УУКМ.

Достоверность полученных результатов обуславливается большим объемом проведенных в работе экспериментов с использованием современных методов и средств газодинамической и теплотехнической диагностики. Достоверность данных теоретических исследований подтверждается убедительной корреляцией с результатами экспериментов.

Личный вклад автора. Основные экспериментальные и аналитические результаты работы получены в лаборатории кафедры «Авиационно-космической теплотехники». Большинство представленных конструктивных решений, все представленные в работе экспериментальные и расчетно-теоретические исследования, а также обработка и анализ полученных результатов выполнены лично автором.

Апробация результатов работы. Основные результаты диссертационной работы докладывались на заседании кафедры "Авиационно-космической теплотехники" МАИ, на научном семинаре по фундаментальным проблемам аэродинамики ведущей организации «Центральный аэрогидродинамический институт (ФГУП ЦАГИ) им. профессора Н. Е. Жуковского», г. Жуковский, на межотраслевом научно - техническом форуме «Достижение молодых научных и инженерных кадров для авиации и космонавтики» - 2009г., г. Москва, на 8-й Международной конференции «Авиация и космонавтика - 2009», г. Москва, на всероссийской конференции молодых ученых и студентов «Информационные технологии в авиационной и космической технике - 2010» г. Москва.

Публикации. Основные результаты работы отражены в двух статьях, опубликованных в журналах: «Вестник МАИ», «Труды МАИ», в тезисах шести докладов на Всероссийских конференциях молодых ученых и студентов «Информационные технологии в авиационной и космической технике - 2008 и 2010», 8-й Международной конференции «Авиация и космонавтика - 2009», на межотраслевом научно - техническом форуме «Достижение молодых научных и инженерных кадров для авиации и космонавтики» - 2009г., на научном семинаре ЦАГИ им. профессора Н. Е. Жуковского», в режиме видеоконференции на ИТПМ СО РАН г. Новосибирск, СПбГПУ г. Санкт -Петербург - 2010г. и двух научно - технических отчетах по теме диссертации при выполнении грантов РФФИ.

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, шести глав, основных выводов, списка использованных источников Объем работы составляет 189 страниц машинописного текста, библиографический список из 82 наименований.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ.

Во введении обоснована актуальность работы, ее практическая значимость. Проанализированы вопросы защиты конструкций путем нанесения покрытий газотермическими методами. Сформулированы цель и задачи исследования. В первой главе проанализировано влияние каталитической активности материала стенки на процессы теплообмена в зависимости от степени неравновесности пограничного слоя.

Во второй главе проведен анализ теплообмена на поверхности КЛА, притуплённой сферой формы, при обтекании поверхности диссоциированным потоком высокотемпературного воздуха. Анализ предшествует разработке алгоритма определения каталитических свойств конструкционных материалов на газодинамических стендах, широко используемых при создании систем тепловой защиты космических летательных аппаратов планирующего класса. Критически проанализирована математическая модель Гуларда, представляющая методику расчета теплообмена на каталитически активной поверхности. В частности, проведен глубокий анализ критериального соотношения, рекомендованного Гулардом для расчета суммарного теплового потока в стенку в передней критической точке с учетом каталитической активности поверхности теплозащитного материала.

= + = 0.664•[/?■ /V• 1 + •(/„-/„) (1)

На базе этого выражения Гулард провел расчет теплообмена в передней критической точке и получил ряд зависимостей в виде щ = /(кп) для разных высот полета КЛА. Результаты расчета Гуларда приведены на рис.1.

я 0,8 0,6 0,4 0,2 О

- 4.

к—

зк --------

• Стекла Окисты металлов Металл ...1 —I___ л

Рис. 1. Влияние каталитической поверхности на

по Гуларду активности приведенный

согласно (1) тепловой поток в стенку для разных скоростей полета КЛА на высоте 60 КЯ1.

1- скорость полета У=7,8 км/с, 2- 6,6 км/с, 3- 6,0 км/с, 4- 4,8 км/с, 5- 4,2 км/с, 6- 3,6 км/с, 7- 3,0 км/с, 8- 2,4 км/с

Из представленных на рис, данных следует, что

1

при

0,01 0,1 1.0 10 100 м/с допущениях, принятых автором при выводе уравнения (1), каталитическая активность материала стенки сильно, до трех раз, может изменить интенсивность теплообмена в неравновесном химически активном пограничном слое. Проведенный нами анализ показал, что методика, рекомендованная Гулардом, требует уточнения в связи с использованием им весьма грубого приближения. В частности, Гулардом было принято, что при гиперзвуковых полетах космических летательных аппаратов в атмосфере (высокие энтальпии торможения набегающего потока) произведение (р-ц)«, на стенке примерно равно аналогичному произведению (р-ц)о на внешней границе пограничного слоя, т.е. при давлении Ро и температуре То торможения.

Проведенные нами оценки показали, что это соотношение не выполняется ни при каких условиях (см. рисунок 2).

Вывод уравнения теплового потока qw в стенку, обладающей разной каталитической активностью, строился на базе концепции химически активного пограничного слоя, согласно которой = + д„реК. При этом тепловой поток обусловленный

процессом теплопроводности

высокотемпературного газа в пограничном слое, согласно, представляется соотношением:

/п

Р.!'.

1Д 1.»

0,4

0,2

\

\

\

\

Рис. 2. Изменение отношения

как функции

(р-М).

замор _]

В свою очередь, тепловой поток вызванный реализацией

экзотермической реакции рекомбинации атомов на стенке, может быть получен на базе основных положений теории химически активного пограничного слоя.

Очевидно, указанная плотность теплового потока в стенку определяется массовым диффузионным потоком атомов к поверхности g¡ , а

•Рг

_2/

(2)

также величиной удельной теплоты рекомбинации атомов (образования молекул), т.е.:

Ч^'ЯгК (3).

Понятно, что (3) справедливо для абсолютно каталитической поверхности, когда все атомы диффузионного потока рекомбинируют в молекулы с выделением теплоты.

Если поверхность обладает каталитической активностью то на величину диффузионного потока gl к стенке к„ будет оказывать непосредственное влияние. В таком случае имеем, согласно закону Фика

8, = Р.- ■ Д, | = К-{С^Р*)П получим:

а -к -С -р -А.0 (4)

Из теории диффузии компонентов в химически активном пограничном слое известно, что массовая концентрация компонентов на стенке равна С1к = -С,с.

где г„,=---1--^--(5)

■+1

2 р

С,е - массовая концетрация 1 - ой компоненты на внешней границе пограничного слоя.

Подставив (5) в (4), получим:

=0,47[2/?(^)о]Х .ЛЯ-И,0-Се-<р (6),

где параметр <р представляет соотношение:

Р =-1 ,---тт (7)

р.-к

Далее, как отмечалось ранее, тепловой поток в стенку, обладающей разной каталитической активностью, запишем в виде:

Як ~ Цк,к + Ящрек (8)-

Подставив в (8) соотношения (3) и (6) и преобразовав, получим:

кг ' у I .р V * • п • I: + я

замор

(9),

гДе ~ энтальпия газа в замороженном пограничном слое представляется в дифференциальной форме уравнением

Г«2 о-)"

"гА

2

(10)

где и(у) - функция распределения скорости по толщине пограничного слоя, а Т(у) - функция распределения термодинамической температуры по толщине пограничного слоя.

Это объясняется тем, что соотношение (3) представляет тепловой поток в пограничном слое, обусловленный теплопроводностью высокотемпературной газовой смеси, без учета химических реакций диссоциации и рекомбинации, т.е. пограничный слой можно считать замороженным.

Очевидно, поскольку у стенки и—► 0, то соотношение (10) можно записать в интегральной форме в виде:

¡замор ~ С' Т0 (11),

где Т0 статическая температура газа в передней критической точке, т.е. температура торможения набегающего потока.

Кроме того, непосредственно у поверхности тела, где реализуется экзотермическая реакция рекомбинации атомов с образованием молекул, энтальпия торможения газовой смеси химически активного пограничного слоя может быть представлена в иной форме:

(12),

где //',• - удельная энтальпия образования молекул на стенке в результате экзотермической реакции рекомбинации атомов.

Уравнение (12) непосредственно на поверхности можно записать интегральной форме в виде:

10=СРуТ0+11°-С^ (13).

В таком случае, комбинируя (11) и (13), получили в интегральной форме следующее выражение для 1штр:

(14).

Подставив уравнение (14) в соотношение (9) и преобразовав, получили:

"С.

'о

('.-О (15)

где параметр <р представляется соотношением в виде:

<Р =-—-гу (16).

Рш'К

Полученное соотношение (15) позволяет рассчитать плотность теплового потока в стенку передней критической точки, обладающей конкретной каталитической активностью. Это свойство поверхности КЛА представлено в (1 б) параметром кк.

Однако полученное соотношение (15) неудобно для непосредственного применения в расчетной практике, поскольку для определения значений комплекса параметров (м,шор'Р=ш,оР) необходимо знать температуру торможения

замороженного потока. По определению такая температура представляется уравнением (10). Как видно, для определения указанной температуры необходимо решить систему дифференциальных уравнений химически

активного пограничного слоя, сформировавшегося на каталитической поверхности. Это непростая задача.

Для устранения возникшей трудности было проведено преобразование уравнения (15). Для этой цели было использовано соотношение Сатерленда в виде:

Р»-М*=(Ро-Н>)

/ Л 0,34

О ' /

(17)

Это соотношение широко используется в исследовательской практике. Далее подставим (17) в (15) и (16), соответственно. Преобразовав, получим:

Я„ = 0,665 [/?•(/>,■ Л,)]

А также:

<Р

■к

г. \ 0,17

I

Л V/ ■Рг /з

0,665&

■к

1+-

Ш

ч'.

('."О (1В).

(19).

В уравнениях (18) и (19) /„, - энтальпия воздушной смеси при температуре поверхности Тт 10 - энтальпия торможения набегающего потока. По определению представляется уравнением:

/0=СР-7}+^ (20)

где Т/ - термодинамическая (статическая) температура набегающего потока, V« - скорость набегающего потока.

Далее, для удобства проведения последующих расчетов, в диссертации получено соотношение в виде:

ч„ =—-

1+

й.° - С.

(21),

где - плотность теплового потока в стенку при 0<^<оо, цкк - при к„ = °°, параметр ф представляется соотношением (19).

Далее, полученное ранее уравнение (18) преобразуем для расчета теплового потока в области передней критической точки. Для этого воспользовались соотношением (17) и условием г/е = р ■ х. Тогда:

к0

0.664 • Яе/г ■ Рг^ р^

^ I Л

При этом выражение (22) получено для случая, когда в пограничном слое, газ однородный и бинарный, например, только атомы и молекулы кислорода воздуха. Как известно, в этом случае массовая концентрация атомов на

внешней границе пограничного слоя С(>е равна массовой концентрации атомов кислорода на внешней границе пограничного слоя С0>е. То есть С,, = С0е.

В случае, если газ в объеме пограничного слоя многокомпонентный, например, атомы и молекулы кислорода и азота, то формула (22) преобразуется к виду:

(\0,п — •

Далее, в главе проведено сравнение экспериментальных и расчетных данных плотностей тепловых потоков на каталитической стенке, рассчитанных по моделям различных авторов с данными, в том числе и по уравнению (18) настоящей работы. Результаты расчетов для серии значений кя в сопоставлении с экспериментальными данными настоящей работы представлены на рисунке 3

Рис. 3. Плотность теплового потока в передней критической точке КЛА сферической формы 0 0,1 м на высоте полета 60 км в зависимости от скорости полета и разных значении каталитической активности поверхности. Температура поверхности Т«г = 700 К, 1 - к», —»оо, расчет по уравнению Фея - Ридделла ; 2 - к„ —> оо, расчет по уравнению Лиза; 3 - к«, = 10 м/с, расчет Гуларда но (1); 4 - к„ = 1 м/с, расчет по (1); 5 - = 0,1 м/с, расчет по (1); 6 - к„ = 0,01 м/с, расчет по (I); 7 - к« = 0 м/с, расчет по (1), »- эксперимент МАИ.

1 2 10 \ кВт/м

Рис. 4. Плотность теплового потока в передней критической точке КЛА сферической формы 0 0,1 м на высоте полета 60 км в зависимостиот скорости полета и разных значений каталитической активности поверхности. Температура поверхности Т„ = 700 К.

1 - к„. = 1 м/с, расчет по (1); 2 - к„= 1,0 м/сек, расчет по уравнению (18), 3 -к„ = 0,1 м/с, расчет по (1); 4 - к»= 0,1 м/с, расчет по уравнению (18) данной работы, + -эксперимент МАИ.

Из представленных на рис. 3 и 4 данных можно сделать несколько важных выводов:

- на величину плотности теплового потока сильно влияет каталитическая активность стенки по отношению к реакции рекомбинации атомов;

/ У

■С.-О (23).

- сравнение экспериментальных данных настоящей работы при оо м/с (теплоприемный элемент калориметра из меди) с результатами расчетов по уравнению Фея-Ридделла, при прочих равных условиях, показал удовлетворительное соответствие с погрешностью ±5...7% (рис. 3);

- сравнение экспериментальных данных по теплообмену настоящей работы для к„= 0,1 м/с и к№= 1 м/с с расчетными данными, полученными по уравнению (18) показали удовлетворительную корреляцию результатов с погрешностью не более ±7% (рис. 4);

- сопоставление расчетных данных по уравнению Гуларда (1) с данными полученными в настоящей работе по уравнению (18) показало значительное до 30% несоответствие результатов. Это указывает на тот факт, что допущения, сделанные Гулардом при выводе уравнения (1), далеки от реальных процессов.

Таким образом, анализ результатов показал, что выбор материалов тепловой защиты КЛА планирующего класса должен проводиться с научным обоснованием применимости каждого конкретного материала с позиции как его теплозащитных, так и каталитических свойств. В инженерной практике такой научный анализ следует проводить с учетом нескольких факторов, систематизация которых стала возможной благодаря проведенному выше анализу.

В третьей главе проведен анализ возможности улучшения каталитических и излучательных свойств углерод-углеродных композиционных материалов (УУКМ).

В результате предложены пути улучшения указанных «£\у-К№» -свойств путем формирования специальных термостойких покрытий на поверхности УУКМ, снабженных предварительно поверхностным слоем из карбида кремния.

Показано, что в системах тепловой защиты наиболее благоприятными с позиции катализа свойствами обладают стекла и оксиды металлов. Они имеют практически нулевую каталитическую активность, что в несколько раз позволит снизить тепловой поток в конструкцию КЛА.

Таким образом, на поверхности УУКМ следует сформировать некий защитный слой, который бы обеспечил низкую каталитическую активность поверхности (к№ 0) при сохранении или даже увеличении излучательных свойств (е¥ -> 1). Решение этой задачи возможно, например, посредством создание на поверхности тонкой пленки из БЮг, которая обладает нулевой каталитической активностью. Однако при всей важности этого факта, двуокись кремния имеет низкую термическую стойкость, гак как- температура ее плавления Тт ~ 2000А".

Для устранения этого недостатка в работе проанализированы возможности применения термостойкой системы из композиции элементов типа Бг-Тг-Мо, (кремний, титан, молибден).

Установлено, что при применении композиции Б1-Т1-Мо, необходимая каталитическая активность поверхности обеспечивается посредством

появления на поверхности аморфной пленки 570,, посредством окисления кремния 81 кислородом набегающего потока и поддерживается в динамическом равновесии на протяжении всего времени воздействия на материал высокотемпературным газовым потоком.

Более сложным, является разработка научно обоснованного метода улучшения излучатсльных свойств УУКМ при одновременном снижении каталитических.

Из физической химии известно, что при выборе базовой элементной системы (например, типа &'-77-Мо) для получения покрытия с высокой излучательной способностью е„ , целесообразно использовать соединения с сильной химической связью (ионные, ковалентные и ионно-ковапентные и др.). Это объясняется тем, что величина степени черноты ек сильно зависит от соотношения между составляющими смешанных типов связи. В покрытиях на основе систем Я—77-Мо все структурные составляющие имеют либо металло-ковалентную с сильной ковалентной составляющей (дисилициды), либо чисто ковалентную связь (кремний). Образовавшиеся при этом оксиды имеют, как правило, ионную связь, а некоторые из них, например, МоОъ, ТЮ3 или 570, с наложением еще и ковалентной составляющей.

Технология создания системы Бг-Ъ-Мо такова, что в исходном состоянии структура покрытия гетерофазная и многокомпонентная. Методами рентгеноструктурного и микроспектрального анализа показано, что она состоит

ИЗ СЛОЖНЫХ СИЛИЦИДОВ типа (Ц>,4...0,05^°0,6...0,05 из диаликсида титана (775г2) и относительно легкоплавкой эвтектики температурой

плавления 1600...1640К. В объеме покрытия присутствует небольшое количество 5Ю2.

При всех своих положительных качествах по уровню «% -К№» свойств, указанная система А'-77 -Мо обладает рядом недостатков. Это, прежде всего, связано с низким уровнем температуры плавления композиции, Тшш_ «1600АГ. Кроме того, анализ опубликованных данных по температурным зависимостям «£•„ - Кда» - свойств силицидных покрытий указывает на явную тенденцию к ухудшению этих свойств с ростом температуры поверхности, особенно в области повышенных температур, более 1500К. При этом если процесс нагрева реализуется в условиях вакуума, это ухудшение происходит более интенсивно, чем при повышенном давлении.

Таким образом, для устранения отмеченных недостатков по «£\у - » свойствам, химический состав композиции Я-77 -Мо должен быть изменен.

В соответствии с указанным, в работе рассматривалась задача по улучшению свойств композиции Л'-ГьЛ/о. Решение этой задачи осуществлялось посредством дополнительного легирования композиции такими элементами, как В (бор), Сг (хром), М (алюминий), У (иттрий), Н/ (гафний). В этом плане перспективными, оказались композиции:

Si-Ti-Mo-В,Si-Ti-Mo-Cr,Si-Ti-Mo-B-Y, Si-Ti-Mo Cr-Y-Hf, Si - Ti - Mo -Cr-B-Al.

Установлено, что весьма перспективными являются композиции с использованием в качестве присадок элемента гафния. Такая композиция строится на базе системы (Si +77+ Mo) с добавлением гафния Hf. Добавление Hf в состав композита приводит к увеличению степени черноты с sw - 0,80 при Т = 1400К, до ew = 0,930 при Т = 2200К.

Понятно, что уровень «£W-KW» свойств будет в значительной степени зависеть как от технологии изготовления композиции, так и от способа формирования этой композиции на поверхности ТЗМ. На каталитические свойства такое влияние оказывается в меньшей степени, поскольку эта задача решается присутствием Si в композиции покрытия. Излучательные же свойства и, в частности, степень черноты ew является многофакторным параметром. Поэтому на него существенное влияние оказывает различные гетерогенные и гомогенные физико-химические процессы, состояние поверхности, а также технологические приемы и способы формирования покрытия.

В работе показано, что при производстве защитных слоев разными технологиями следует иметь в виду, что появление на поверхности слоя пористости или шероховатости, приводит к повышению £w. Однако этот, казалось бы, благоприятный фактор вызывает увеличение каталитической активности вследствие активации поверхности порами. Последнее, неприемлемо для тепловой защиты многоразового применения.

Проведенные предварительные исследования указывают на большую перспективность покрытий из композита Si-Ti-Mo-B. Более того, можно разработать научно обоснованную концепцию улучшения «£W-KW» свойств путем добавок элементов, улучшающих адгезию поверхностного слоя данной композиции к силицированному углероду или карбиду кремния, что увеличит степень черноты покрытия без увеличения его каталитической активности. В качестве добавок могут быть использованы: химические элементы - хром, Cr,алюминий AI, иттрий Y, гафний Hf карбиды - карбид титана TiC, ниобия NbC, хрома Сг7Сз, бора В4С; оксиды - оксид хрома Сг2Ог, бора В20^; бориды -борид циркония ZrB; дисилициды - титана TiSi2, HfSi2; силициды - TisSi}, MosSi^ с повышенной температурой плавления.

Кроме того, в данной главе на базе модифицированного уравнения составлен алгоритм экспериментального определения каталитических свойств тонких термостойких покрытий сформированных с помощью низкотемпературного газодинамического метода. В разделе 3.3 главы изложен алгоритм экспериментального определения излучательных свойств теплозащитных покрытий, как в условиях интенсивного конвективного нагрева (рис.5), так и при интенсивном нагреве в вакууме (рис.6).

Рис. 5 Блок - схема системы измерения температуры покрытая

1- плазматрон, 2 - шторка; 3 - образец с покрытием, 4 - оптический приемник, 5 -волоконнооптический световод, б монохроматор; 7 - фотоэлектрический приемник, 8 - электронный осциллограф, 9 -аналого-цифровой преобразователь, 10-принтер, 11 - магазин сопротивлений , 12 -светолучевой осциллограф.

НО

Рис 6 Схема установки для определения степени черноты покрытия

1- исследуемый образец, 2- стенка черного тела, 3- водяной калориметр, 4- экраны лучистого излучения, 5- электроды источника питания, б- термонары водяного калориметра.

и четвертой главе приведено описание методов и средств как

51 J3 1/ .1/

формирования термостойких покрытий на элементах теплонапряженных конструкций космических летательных аппаратов, так и исследования их £W-KW характеристик при воздействии высокотемпературными газовыми потоками. В разделе 4.1 рассмотрены физические основы построения низкотемпературного газодинамического метода. Описан механизм формирования композиционных покрытий этим методом. Представлена блок-схема реализации НТГДМ - технологии. Проведен анализ возможностей НТГДМ - технологии. В разделе 4.6 дано описание сверхзвукового вакуумного высокотемпературного стенда для определения каталитических к„ и

излучательных ew свойств теплозащитных покрытий. Принципиальная схема стенда приведена на рисунке 7.

Fue. 7. Пршишпиальёнаи схема стенда ГВП.

1 - нагреватель газа (ВЧ плазмотрон);

2 - сверхзвуковое сопло; 3 -сверхзвуковой поток; 4 - вакуумная камера; 5 - ударная волна; 6 -исследуемый датчик с державкой; 7 -вакуумный тракт; 8 - вакуумный

^ насос; 9 - теплообменник; 10 -коордипатпик; 11 - смотровое окно; 12 - шторка с электромагнитным приводом.

Экспериментальный вакуумный сверхзвуковой газодинамический стенд ГВП состоит из следующих основных систем:

- вакуумная система, включающая насосную станцию, вакуумную камеру, систему управления и контроля параметров, рабочий участок;

- высокочастотный или электродуговой плазмотрон;

- система электропитания стенда;

- система питания ЭДНГ рабочим телом;

- система диагностики параметров набегающего высокотемпературного потока и теплозащитных свойств исследуемых моделей;

- измерительные приборы и устройства тепловой и температурной . диагностики.

В пятой главе изложены методы и средства диагностики высокотемпературного потока, а Так же описания конструкции и эксплуатации датчиков, которые были использованы в данной диссертационной работе. В качестве примера на рис. 8 приведена принципиальная схема определения энтальпии торможения набегающего потока.

Численное значение энтальпии торможения определяется с помощью выражения (24):

= + (24)

где теод массовый секундный расход воды, стд удельная теплоемкость воды; Т1 ,Тг - температура воды на входе и на выходе из энтальпиметра, Тгт -температура газа на выходе из энтальпиметра; сга, - удельная теплоемкость газа

Рис. 8. Принципиальная схема системы определения энтальпии.

1 - энтальпиметр; 2 - защитная державка; 3 -теплоизоляционная втулка; За -вентиль; 4 - ротаметр; 5 - термопара; 6 - термопара; х.с. - холодные спаи термопар; 7 - усилитель сигнала термопар; 8 -термопара; 9 - жиклер; 10 -ротаметр; И - вентиль; 12 -вентиль; 13 - вакуумметр; 14 емкость; 15 -термопара; 16 - вакуумный вентиль;) 7 - элеюроплевмоклапан; 18 -хронометр; 19 - измеритель расхода воды; 20 -манометр; ВН-1 - вакуумный насос.

В шестой главе приведены описания последовательностей эксперимента, а также результаты экспериментального определения свойств

термостойких покрытий на основе разработанных методик.

при температуре Тгш.

Алгоритм • постановки эксперимента по определению скорости каталитической рекомбинации кк сводится к следующему:

1. Изготавливаются два идентичных калориметра регулярного режима сферической формы. Поверхность теплоприемного элемента одного из них покрыта с использованием НТГДМ-технологии тонким слоем теплозащитного покрытия, каталитическую активность которого К.л необходимо определить. Тсплоприсмный элемент второго колориметра изготовляется из меди, с абсолютной каталитической активностью, К„ —► <ю.

2. Проводятся диагностические исследования параметров сверхзвукового высокотемпературного потока, создаваемого высокочастотным плазмотроном, при истечении в вакуум. В результате диагностических измерений определяются изменение всех необходимых параметров по продольной координате потока: энтальпия 10 и давление р0 торможения, скорости Ут и статического давления р и др. При этом форма и размеры всех используемых диагностических зондов должна соответствовать форме и размерам калориметрических датчиков.

3. Выбирается поперечное сечение сверхзвукового потока, в котором по предварительным оценкам реализуется при обтекании калориметров «замороженный» или неравновесный пограничный слой.

4. Численными методами определяется массовая концентрация атомов С1е кислорода и азота на внешней границе пограничного слоя.

5. В выбранном сечении потока устанавливаются поочередно два изготовленных ранее калориметра и определяются тепловые потоки в калориметр с неизвестной каталитической активностью Кн, и известной, абсолютной каталитическои активностью, К-^ —► сс, т.е. определяются значения плотностей тепловых потоков и •

6. Используется соотношение (18) модифицированное для калориметра с Ку, —► со, для которого ф = 1, т.е.

При известном и полученным в результате диагностики параметрам

7. Используется соотношение (18) для второго калориметра с покрытием. При известном дк^н определенных комплексах А и В рассчитывается значение коэффициента ф.

8. По известному значению <р с использованием соотношения (19) рассчитывается значение искомой скорости рекомбинации к„.

Для экспериментального определения степени черноты поверхности термостойкого покрытия в диссертационной работе предложены два метода.

потока определяется комплекс

а -у ь

рассчитывается комплекс параметров в = 1 + ¿_,С, е ■ 1 -—!—-

Первый - метод оптической пирометрии.

В основу этого метола положено измерение цветовой температуры поверхности Тк цв в некотором, известном интервале длин волн Л,...^, а также радиационной температуры Т„г р.

Алгоритм экспериментального определения по этому методу излучательных свойств ен термостойких покрытий сводится к следующему:

1. Эксперимент проводится на воздушном сверхзвуковом высокотемпературном газодинамическом стенде с известными характеристики потока, приближенными к траекторным параметрам полета КЛА.

2. В выбранном поперечном сечении набегающего потока устанавливается образец исследуемого ТЗМ и выполняется эксперимент по измерению нужных температур.

3. Измеряются яркостные температуры образца Т„ц с использованием датчика Козырева.

4. Измеряется радиационная температура образца методом оптической пирометрии.

5. Методом сканирующего обтюратора определяется влияние «подсветки» на величину измеряемой яркостной температуры поверхности для двух длин волн и %2-

6. Используя соотношения 1

т =

1 IУ.ив.

1

(ГА

Л

' 1У, цв.

1 1

+......

1

К

рассчитываются цветовая ТщЦВ и истинная Т„

температуры образца.

ехр

7. Затем с помощью соотношений с^--

Л "Т„

--1

ехр

— 1

Л-г*

рассчитываются монохроматическая и интегральная степени черноты поверхности теплозащитного покрытия.

Второй ~ вакуумный метод.

Метод базируется на использовании закона лучистого теплообмена Стефана Больцмана:

6™=

т л4 {т

100

100

где Рг площадь поверхности излучающего тела 1 (см. рис. 6) с температурой Т^] и степенью черноты , Т^ - температура поверхности тела 2,

воспринимающего лучистый тепловой поток, Со - коэффициент излучения абсолютно черного тела.

Методика проведения эксперимента:

1. На электроды 5 подается напряжение 110 от источника электропитания. В течение некоторого времени Т1 установка прогревается и выходит на установившийся (стационарный) режим. Выход на стационарный режим установки определяется постоянным во времени уровней температур воды на входе и выходе водяного калориметра 2.

2. Определяется электрическая мощность, затраченная на нагревание исследуемого образца. Величина искомой электрической мощности будет равна: = 1 -и

Исходя из баланса тепловых потоков, ясно, что на стационарном режиме определенная электрическая мощность 0 равна лучистому тепловому потоку, излучаемому боковой поверхностью исследуемого образца 1.

3. Далее осуществляется определение температуры поверхности исследуемого образца 1 по следующему алгоритму. Известно, что удельное электрическое сопротивление металлов рме зависит от температуры. В связи с этим, если для данного металла (например, N1), из которого выполнен образец 1), известна зависимость рме=С(Т) то, используя эту зависимость для данного

режима эксперимента, легко определить Т№0бр исследуемого образца, т.е. термостойкого покрытия. Такое утверждение верно, т.к. толщина покрытия невелика - 20...30мкм.

4. Температура внутренней поверхности водяного калориметра

определяется по результатам измерения температуры воды на входе и выходе калориметра.

Результаты исследований по определению скорости каталитической рекомбинации и интегральной степени черноты термостойких покрытий приведены в таблице 1.

Таблица 1.

Результаты экспериментального определения «кл, -е1Г » свойств УУКМ с защитными

покрытиями.

№ п/п. Тип покрытия. 9т,' кВт 1м2 Т С к№, м 1 сек.

1 УГЛЕРОД 1405 2169 0.85 >100

2 БКП-Мо-Сг 1650 1800 0.89 0.88

3 51-Т1-Мо-В 1460 1780 0,78 0,18

4 ЯИл-Мо-В-У-А! 1480 2000 0,91 0,38

5 в^П-Мо-В-У-НГ 1750 2100 0,92-0,93 0,35

Погрешность определения ~К№» свойств в предложенном методе составила ± 20%, что кроме методической погрешности обеспечивалось относительной погрешностью калориметрирования тепловых потоков ± 7%.

Из приведенных в таблице 1 данных следует, что наиболее оптимальным с позиции улучшения « ~ » свойств являются покрытия 8иП-Мо-В-У-А1 и Яг-П-Мо-В-У-Н/.

Основные выводы по работе

1. Проведен анализ процессов гепло-массообмена на поверхности ГЛА с учетом влияния каталитической активности поверхности материала тепловой защиты. Показано, что путем вариации типов ТЗМ в системе тепловой защиты КЛА планирующего класса па высотах, превышающих 50 км, влияние степени каталитической активности материала можно до двух раз снизить уровень теплового потока в конструкцию КЛА.

2. Проведен анализ возможности улучшения каталитических и излучательных свойств УУКМ. Показано, что свойства материалов можно существенно улучшить посредством обоснованного подбора специальных химических элементов, способных снизить каталитическую активность поверхности УУКМ, к№. -> 0 и одновременно повысить степень черноты поверхности до уровня е„ «0,92...0,95 Показано, также, что весьма перспективными в этом плане могут оказаться синтезированные композиции типа:

81-П-Мо-Сг, ^Ъ-П-Мо-В-У, Б1-П-Мо-Сг-В-А1, Б^Тг-Мо-Сг-У-Н/и др.

3. На базе теории тепло-массообмена в химически активном пограничном слое получено критериальное уравнения (18) для расчета плотности теплового потока в конструкцию КЛА с учетом каталитической активности ТЗМ. Сравнение расчетных и экспериментальных данных показало удовлетворительную корреляцию результатов (относительная погрешность ± 7%, см. рис.4).

4. С использованием уравнения (18) проведен анализ влияния физических факторов (высоты и скорости полета КЛА, его геометрической формы, температуры поверхности и др.) на теплообмен при наличии каталитической активности материалов тепловой защиты. Показано, что все рассмотренные физические факторы могут оказывать заметное влияние на теплообмен. Поэтому при проектировании тепловой защиты КЛА необходимо устанавливать их оптимальное сочетание, что в значительной степени позволит уменьшить массу тепловой защиты аппарата.

5. Предложена технология формирования теплозащитных покрытий на поверхности силицированных УУКМ с использованием низкотемпературного газодинамического метода. Надежность технологии проверена экспериментально, путем получения разных композиционных покрытий на поверхности силицидных УУКМ с планируемыми « - » свойствами.

6. Разработана методика и составлен алгоритм экспериментального определения коэффициента скорости каталитической рекомбинации к„ на вакуумном высокотемпературном газодинамическом стенде, в условиях близких к натурным. Надежность и достоверность методики подтверждена тестовыми испытаниями.

7. Разработана методика и составлен алгоритм экспериментального определения степени черноты ew на высокотемпературном газодинамическом и вакуумном стендах. Надежность и достоверность методики проверена при проведении специальных тестовых испытаний.

8. Проведено сравнение экспериментальных данных настоящей работы при kw = да м/с (теплоприемный элемент калориметра из меди) с результатами расчетов но уравнению Фея-Ридделла, при прочих равных условиях. Показано удовлетворительное соответствие результатов с погрешностью ±5...7%;

9. Проведено сопоставление расчетных данных, по уравнению Гуларда (1) с экспериментальными и расчетными данными полученными в настоящей работе (уравнению (18)). Показано значительное до 30% несоответствие результатов. Это указывает на тот факт, что допущения, сделанные Гулардом при выводе уравнения (1), слишком далеки от реальных процессов.

Список работ, опубликованных по теме диссертации

1. Купрюхин A.A., Никитин П.В. «Каталитические и излучательные свойства в системах тепловой защиты космических летательных аппаратов» // «Труды МАИ», № 38. Москва, 2010 год. http://www.mai.ru/science/trudv/published.php?lD= 14151 &PAGEN 2=2

2. Купрюхин A.A., Никитин П.В., Сотник Е.В. «Экспериментальное определение каталитических и излучательных свойств материалов тепловой защиты KJIA» // «Вестник Московского авиационного института». - М.: Изд-во МАИ - ПРИНТ. Т.16. №6. С. 98-121

3. Купрюхин A.A. «Влияние каталитической активности поверхности на теплообмен при полете КЛА с гиперзвуковой скоростью» // Сборник тезисов докладов на Всероссийской конференции молодых ученых и студентов «Информационные технологии в авиационной и космической технике - 2008». -М.: Изд-во МАИ, 2008. С. 127

4. Купрюхин A.A. «Алгоритм экспериментального определения каталитических свойств теплозащитных материалов» // Сборник тезисов докладов 8-й Международной конференции «Авиация и космонавтика-2009». -М.: Изд-во МАИ, 2009. С. 132

5. Купрюхин A.A. «Алгоритм экспериментального определения излучательных свойств теплозащитных материалов» // Сборник тезисов докладов 8-й Международной конференции «Авиация и космонавтика-2009». - М.: Изд-во МАИ, 2009. С. 132

6. Купрюхин A.A., Никитин П.В. «Оптимизация тепловой защиты гиперзвуковых ЛА путем вариации каталитических и оптических свойств

теплозащитных материалов». // Сборник тезисов докладов на научном семинаре ЦАГИ по фундаментальным проблемам аэродинамики, 2010г. http://www.tsagi.ru/cgi-

bin/jet/viewnews.cgi?id=20100624013861946360&1тр1^>еггнпаг

Множительный центр МАИ (ГТУ) Заказ от02.. / / 201 г. Тираж УВ экз.

Введение.

Глава 1,Особенности тепло - масссообмена на поверхности космических летательных аппаратов планирующего класса.

1.1. Тепло - массообмен и химическое состояние высокотемпературного воздуха у поверхности аппарата.

1.2 Каталитическая активность поверхности и тепло - массообмен в пограничном слое.

1.5. Анализ влияния каталитических свойств поверхности на теплообмен в «замороженном» пограничном слое.

1.6. Анализ-влияния каталитических свойств поверхности на теплообмен в ламинарном равновесном пограничном слое:.

Глава 2. Расчет теплообмена на каталитически активной поверхности при гиперзвуковой скорости полета КЛА.

2.1. Математическая модель теплообмена в области передней критической точки и ее окрестности с учетом каталитических,свойств поверхности.

2.1.1 Некоторые общие положения теории тепло- и массообмена в химически активном пограничном слое.

2.1.2. Математическая модель Гуларда для расчета теплообмена на каталитически активной поверхности.

2.1.3. Вывод уравнения суммарного теплового потока в стенку с различной каталитической активностью.

2.1.4. Сравнительный анализ результатов исследования процессов тепло - и массообмена на каталитически активной поверхности.

2.2. Оценка скорости каталитической рекомбинации атомов на поверхности КЛА.

2.3. Анализ физических факторов и их влияние на снижение тепловых потоков в конструкцию КЛА.

2.4. Рекомендации по оптимальному использованию каталитических свойств материалов при проектировании тепловой защиты КЛА.

2.4.1. Рекомбинация атомов кислорода на поверхностях материалов разной каталитической активности.

2.4.2. Рекомбинация атомов азота на поверхностях материалов разной каталитической активности.

2.4.3. Особенности рекомбинация атомов диссоциированного воздуха на поверхностях материалов разной каталитической активности.

Глава З.Улучшение каталитических и излучательных свойств углерод-углеродных композиционных материалов теплозащитного назначения.

3.1. Анализ состояния и прогноз разработок систем тепловой. защиты на основе УУКМ.

3.2. Алгоритм определения каталитических свойств ТЗМ.

3.3. Алгоритм определения излучательных свойств теплозащитных материалов при интенсивном нагреве.

3.3.1. Экспериментальное определение излучательных свойств ТЗП методом оптической пирометрии.

3.3.2. Экспериментальное определение излучательных свойств ТЗП на специальной установке.

Глава 4. Физические основы низкотемпературного газодинамического метода и диагностика сверхзвуковых параметров гетерогенных потоков.

4.1. Физические основы низкотемпературного газодинамического метода.

4.2.Принципиальная схема реализации низкотемпературного газодинамического метода.

4.3. Описание типичного лабораторного оборудования для реализации НТГДМ - технологии.

4.4. Производственные и технологические возможности.

НТГДМ технологии.

4.5. Формирование с использованием НТГДМ - технологии защитных термостойких покрытий на поверхности УУТСМ.•.

4.6. Сверхзвуковой вакуумный высокотемпературный стенд ГВП-56.

4.6.1 .Описание конструкции электродугового нагревателя газа.

4.6.2. Описание функциональных систем стенда.

4.6.3. Описание измерительного комплекса стенда ГВП-56.

4.6.4. Автоматизированная контрольно-измерительная система теплофизических исследований на газодинамическом стенде.

Глава 5. Методы и средства диагностики параметров высокотемпературных газовых потоков.

5.1. Методы и средства измерения плотности теплового потока.

5.1.1. Калориметр охлаждаемого типа.

5.1.2. Неохлаждаемые калориметры регулярного режима.

5.2. Определение энтальпии торможения газового потока.

5.2.1. Экспериментальное определение энтальпии торможения.

5.2.2. Определение энтальпии и температуры торможения набегающего потока экспериментально - расчетным методом.

5.2.3. Расчет касательных напряжений на поверхности исследуемых моделей.

5.3. Определение давления торможения газового потока.

Глава 6. Результаты экспериментального определения «е„ -кк» свойств защитных покрытий на поверхности УУКМ.

Выводы.

Список используемой литературы.

Принятые сокращения

РКТ - ракетно-космическая техника.

ГЛА — гиперзвуковые летательные аппараты.

УУКМ - углерод-углеродные композиционные материалы.

НИР - научно-исследовательская работа.

КЛА - космический летательный аппарат.

ТЗМ - теплозащитный материал.

ТЗП — теплозащитное покрытие.

Дальнейшее развитие ракетно-космической техники (РКТ) будет связано с созданием изделий нового поколения. Можно прогнозировать, что к таким изделиям будут относиться, прежде всего, гиперзвуковые 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.

Однако при всех многочисленных достоинствах УУКМ обладают некоторыми недостатками и, прежде всего, низкой термостойкостью в окислительной среде. Например, уже при температуре Тп, > 500К 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 Т1У «25(ШГи 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 излучательными свойствами. Такая задача в первую очередь должна быть решена для ГЛА планирующего класса.

Траекторные параметры при полете в атмосфере гиперзвуковых летательных аппаратов планирующего класса (самолетные схемы КЛА типа «Шаттл» и «Буран») существенно разнятся от аналогичных параметров космических аппаратов баллистического класса /1/. 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 элементы конструкции аппаратов, что выдвигает разные требования к системам тепловой защиты каждого из указанных классов аппаратов.

Особенности теплосилового воздействия на тепловую защиту аппаратов баллистического1 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.

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 излучательных 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 целью оптимизации тепловой защиты КЛА планирующего класса.

Для достижения указанной цели в работе решались следующие задачи:

1. Проведен анализ тепло- и массообмена 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

Выводы.

1. Проведен анализ процессов тепло-массообмена на поверхности ГЛА с учетом влияния каталитической активности поверхности материала тепловой защиты. Показано, что путем вариации типов ТЗМ в системе тепловой защиты КЛА планирующего на высотах, превышающих 50 км, влияние степени каталитической активности материала можно до двух раз снизить уровень теплового потока в конструкцию КЛА.

2. Проведен анализ возможности улучшения каталитических и излучательных свойств УУКМ. Показано, что свойства материалов можно существенно улучшить посредством обоснованного подбора специальных химических элементов, способных снизить каталитическую активность поверхности УУКМ, kw~> 0 и одновременно повысить степень черноты поверхности до уровня ew « 0,92.0,95 Показано;. также, что весьма перспективными, в этом плане могут оказаться синтезированные композиции типа: Si-Ti-Mo-Cr, Si-Ti-Mo B-Y, Si-Ti—Mo—Cr-B—AI, Si-Ti-Mo-Cr-Y-H/и др.

3.' На базе теории тепло-массообмена в химически активном пограничном слое получено критериальное уравнения (2.35) для расчета плотности, теплового потока в конструкцию КЛА с учетом каталитической активности ТЗМ. Сравнение расчетных и экспериментальных данных показало удовлетворительную корреляцию результатов - (относительная:: погрешность ± 7%, см. рис. 2.3а).

4. С использованием уравнения (2.35) проведен анализ влияния физических факторов (высоты и скорости полета КЛА, его геометрической формы, температуры поверхности и др.) на теплообмен при наличии каталитической активности материалов тепловой защиты. Показано, что все рассмотренные физические; факторы могут оказывать заметное влияние на теплообмен. Поэтому при проектировании тепловой защиты КЛА необходимо устанавливать их оптимальное сочетание, что. в значительной степени позволит уменьшить массу тепловой защиты аппарата.

5. Предложена технология формирования теплозащитных покрытий на поверхности силицированных УУКМ с использованием низкотемпературного газодинамического метода. Надежность технологии проверена экспериментально, путем получения разных композиционных покрытий на поверхности силицидных УУКМ с планируемыми «к]У - % свойствами».

6. Разработана методика и составлен алгоритм экспериментального определения коэффициента скорости каталитической рекомбинации. к1У на вакуумном высокотемпературном газодинамическом стенде, в условиях близких к натурным. Надежность и достоверность методики подтверждена тестовыми испытаниями.

7. Разработана методика и составлен алгоритм экспериментального определения степени черноты % на высокотемпературном газодинамическом и вакуумном стендах. Надежность и достоверность методики проверена при проведении специальных тестовых испытаний.

8. Проведено сравнение экспериментальных данных настоящей работы при к%у = оо м/сек (теплоприемный элемент калориметра из меди) с результатами расчетов по уравнению Фея-Ридделла /10/, при прочих равных условиях. Показано удовлетворительное соответствие результатов с погрешностью ±5. 7%;

9. Проведено сопоставление расчетных данных по уравнению Гуларда (2.17) с экспериментальными и расчетными данными полученными в настоящей работе (уравнению (2.35)). Показано значительное до 40% несоответствие результатов. Это указывает на тот факт, что допущения, сделанные Гулардом при выводе уравнения (2.17), слишком далеки от реальных процессов.

1. «Основы теории полета космических аппаратов». Под редакцией

2. Г.С. Нариманова и М.К. Тихонравова. М., «Машиностроение», 1972,1. С.539.559.

3. Анфимов H.A. «Ламинарный пограничный слой в многокомпонентной смеси газов». — «Известия АН СССР, ОТН, Механика и машиностроение». 1962, №1,С. «5.31.

4. В.П. Агафонов, В.К. Вертушкин, А,А, Гладков, О.Ю. Полянский. «Неравновесные физико-химические процессы в аэродинамике». М., «Машиностроение», 1972, 344 с.

5. B.C. Авдуевский, Б.М. Галицейский, Ю.И. Данилов и др. « Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике». Под общ. ред. B.C. Авдуевского, В.К. Кошкина. 2-е изд. — М., «Машиностроение», 1992, 528 с.

6. Анфимов H.A. «Ламинарный пограничный слой на химически активной поверхности». «Известия АН СССР, ОТН, Механика и машиностроение», 1962, № 3, с. 46.52.

7. Авдуевский B.C., Оброскова Е.И. «Ламинарный пограничный слой на пористой пластине при наличии химических реакций на поверхности». -«Известия АН СССР. Сер. Механика и машиностроение». 1962, №5, С.3.13.

8. Авдуевский B.C., Глебов Г.А. «Теплообмен в передней критической точке неразрушаемого тела, омываемого пороком частично ионизованного воздуха», ИФЖ, 1970, т.18, №2, C.9.18.

9. Lees L. "Jet Propulsion", 1956, № 4, p. 259.269.

10. Ю.В. Полежаев, Ф.Б. Юревич. «Тепловая защита». — М., «Энергия», 1976, 392 с.

11. Фей Дж., Ридцелл Ф. «Теоретический анализ теплообмена в лобовой точке, омываемой диссоциированным воздухом». В кн.

12. Проблемы движения головной части ракет дальнего действия» М., Изд. « ИЛ», 1959, С.217.256.

13. Гулард Р. «О влиянии скоростей каталитической рекомбинации на теплопередачу при торможении гиперзвукового потока». «Вопросы ракетной техники». 1959, № 5, с. 3.23.

14. Анфимов H.A. «Ламинарный пограничный слой на химически активной поверхности». — «Известия АН СССР, ОТН, Механика и машиностроение», 1962, № 3, с. 46.52.

15. Гиршфельдер Дж, Кертисс Ч, Берд Р. «Молекулярная теория газов и жидкостей», ИЛ, 1961, 913с.

16. Роуз П; Старк У. « Проблемы движения головной части ракет дальнего действия», Изд. ИЛ, 1960, с.277. .311.

17. Кэмп Н, Роуз П, Детра Р. «Ламинарный1 теплообмен тупых тел с потоком диссоциированного воздуха». В сб. « Газодинамика и теплообмен при наличии химических реакций». М., ИЛ, 1962, С. 229.256.

18. Крафт, Эрике. «Космический-полет». М., «Наука», 1969, 571с.

19. Коэн и др. «Пограничный слой, в котором протекают химические реакции, обусловленные введением постороннего вещества». ВРТ, 1959, №4, C.3.21«.

20. Лафахан С., Уэлис В. «Обугливающиеся уносимые покрытия для планирующих летательных аппаратов, входящих в атмосферу Земли с орбитальной и сверхорбитальной скоростью». «Астронавтика и ракетостроение». 1964, №28, с.24.,.36.

21. Lewis» В. "Combustion Procession". Vol. 11, Of the High Speed Aerodynamics and Jet Propulsion Series, Princeton Univ. Press. 1956.

22. Emmett Т.Н. "Catalysis" N.Y., 1954.

23. Scala S.5 JAS, 25, № 4, p.273, 1958.

24. GoulardR., ARS, Preprint, p. 544.557.December 1957.

25. Langmuir I., "Phenomena, Atoms and Molecules". N. Y. 1950.

26. Linnett J. AndMarsdenD., Proc. Roy. Soc. 234A, p. 4891.515, 1956.183

27. Glick H. and Wurster W. J. Chem. Phys. Vol. 27, №5, p. 1224. 1226.1957.

28. Feldman S., "Heat Transfer and Fluid Mechanics Inst.", Stanford Univ. Press. 1957.

29. Demetriades S. and Farber M., AFOSR TN 58-18, ASTIA №AD 148057, 1957.

30. Keck J., Avco Res. Rep. 20. April, 1958.

31. Kemp N. and Riddell F., "Jet Propulsion", 27, № 2, p. 132. .137. 1957.

32. Рогинский С., Бубен H. и Шлехтер А. Жур. «Физической химии», т. 6, №3, стр. 401.418, 1937.

33. Wentink S., Sullivan J. "Journal of the Chemical Physics". 27, № 5, p. 1215.1221, 1957.

34. Поуп P. «Конветивный теплообмен в критической точке при замороженном течении в пограничном слое». "AIAA Journal" 1968, vol. 1, №2, p. 53.61.

35. Воронин В.З., Залогин Г.Н. «0 механизме рекомбинации атомарного азога вблизи каталитической поверхности, обтекаемой диссоциированным воздухом». «Известия АН СССР Механика жидкою и и газа» № 3, 1980г.

36. Goulard R. "On catalytic recombination rates in hypersonic stagnation heat transfer". "Jet Propulsion", vol.28, №11, 1958.

37. Андерсон P. «Влияние каталитической активности поверхности на тепловой поток в окрестности критической точки». AIAA, voll, №5, 1973.

38. Dorrance W.H. "Viscous hypersonic flow. Theory of reacting and hypersonic boundary layers". 1962. p.269.

39. Киренков А. Й. «Метрологические основы оптической пирометрии». М., 1976 г, с.421.38. « Излучательные свойства твердых материалов». Справочник. М., 1974 г, с.342.

40. Топорец A.C. «Оптика шероховатой поверхности». JL: «Машиностроение», 1973 327с.

41. Полежаев Ю.В., Михатулин Д.С., Никитин П.В. «Моделирование межфазного обмена в гетерогенных средах с целью разработки высокоэффективных технологий», ИФЖ, АН Беларуси, т. 71, № 1 1998, С.19.29.

42. Никитин П.В., Холодков Н.В. «Тепловая защита JI.A.» Учебное пособие. М., Изд. МАИ, 1991, 105с.

43. Дикун Б.В., Никитин П.В. «Способ нанесения покрытий». Патент

44. РФ, № 2082823 от 17.06.1991г.

45. Никитин П.В. и др. «Газодинамический метод синтеза новых многофункциональных покрытий с предсказуемыми теплофизическими свойствами». Доклад на «Международном аэрозольном симпозиуме (IAS-3)». Декабрь 1996. С.3.8.

46. Никитин П.В. и др. «Структура и свойства газодинамических покрытий». Доклад. «2-ой Международный форум по тепло и массообмену». Минск, 1992, с. 168.173.

47. Никитин П.В. и др. «Закономерности формирования и свойства газодинамических покрытий». Доклад. «3-ий Международный форум по тепло и массообмену». Минск, 1996, с. 78. .84

48. Nikitin P.V. "Using of Supersonic Low Temperature Heterogeneous Flows for Multi-Functional Coatings Creation". Report of "The 8 Symposium on Heat Transfer". Poland, Bialowieza, September, 1992, p. 32.37.

49. Никитин П.В. «Тепловая защита». Высшая школа. М.: Изд-во МАИ, 2006.С. 104-120.

50. Белоцерковский Г.Н. и др. Обтекание затупленных тел сверхзвуковым потоком газа. М.: Изд. АН СССР, 1966.

51. ХейзУ.Д., Пробстин Р.Ф. Теория гиперзвуковых течений. М.: Изд. ИЛ, 1962.

52. Н.Б. Варгафтик «Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей», изд. Физматлит.М.: 1963, 708,с.

53. Гиршфельдер Дж., Кертис Ч., Берд Р. «Молекулярная теория газов и жидкостей». М.: ИЛ, 1961, 929с.

54. Анфимов Н.А. «Тепло — и массообмен в окрестности критической точки при вдуве и отсосе различных газов через поверхность тела». «Механика жидкости и газа». 1966, №1.

55. Меснянкин С.Ю., Никитин П.В. «Системы диагностики высокотемпературных газовых потоков»: Учебное пособие. М.: Изд-во МАИ, 1991.

56. Фей Д., Риддел Ф. Теоретический анализ теплообмена в передней критической точке, омываемой диссоциированным воздухом. / В кн. «Газодинамика и теплообмен при наличии химических реакций» М.: ИЛ, 1962. С. 552

57. Никитин П.В., Фролов Ю.П. Синтез композиционных материалов и многофункциональных покрытий низкотемпературным газодинамическим методом. Доклад на 3-ей Российско-китайской научной конференции "Aeroand Space Engines". Красноярск, 1993, сЗ.

58. А.А.Коньков, В.Я.Нейланд, В.М. Николаенв «Проблемы лучистого теплообмена в гиперзвуковой аэродинамике». Обзор. Журнал «Теплофизика высоких температур» АН СССР, 1969, №1, 140с.

59. Белоцерковский О.М., Биберман Л.М., Бонин С .Я. и др. «Обтекание и нагрев затупленных тел гиперзвуковым потоком с учетом переноса излучения». ТВТ АН СССР, 1969, т.7, №3, 529 с.

60. Nikitin P.V. «Problem issues of development Thermal Protection Systems for Spacecraft» The paper of the First International Conference on Aerospace Heat Exchanger Technology.- Palo Alto, USA. February, 1993. p.727-758.

61. Никитин П.В., Фролов Ю.П., Пророков C.M., Смолин А.Г. Формирование термо- и эрозионностойких покрытий на поверхностях конструкционных материалов. Доклад. Вторая российская национальная конференция по теплообмену. Москва, Россия. 26-30 октября 1998 г.

62. Nikitin P.V., Andreev N.A., Prorokov S.M., Smolin A.G. Low-Temperature Gas Dynamic Method of various Coats Application onto Surfaces. Report on International Aerosol Simposium (IAS-4), St.-Petersburg, Russia, July 1998. P.172.

63. Андреев H.A., Никитин П.В., Пайко B.B., Смолин А.Г. Холодный газодинамический метод синтеза новых многофункциональныхпокрытий с предсказуемыми теплофизическими свойствами. Доклад.187

64. Международный Аэрозольный симпозиум IAS-3. Москва, 2-5 декабря, 1996.

65. Никитин П.В., Пайко В.В., Фролов Ю.П. Способ и устройство для нанесения защитных покрытий холодным газодинамическим методом // Деп. в ВИНИТИ №2258-В96, 1996. 11 с.

66. Кудинов В.В. Нанесение покрытий напылением. М.: Наука, 1992. 432 с.

67. Современные достижения в области техники и применения газотермических и вакуумных покрытий: Сб. науч. тр. / АН УССР, Ин-т электросварки им. Е.О. Патона.-Киев: ИЭС, 1991. 162 с.

68. Газотермические способы нанесения защитных покрытий: Темат. сб. науч. тр. / Челяб. политехи, ин-т им. К.Э. Циолковского.- Челябинск, 1986. 103 с.

69. Пекшев П.Ю. Новые направления в развитии оборудования для газотермического нанесения покрытий. Институт металлургии им. A.A. Байкова АН СССР.

70. Кудинов В.В., Пекшев П.Ю., Белащенко В.Е., Солоненко О.П., Сафиуллин В.А. Нанесение покрытий плазмой. М.: Наука, 1990. 407 с.

71. Ваганов A.B., Задонский С.М., Киреев А.Ю. и др. «Формирование облика и определение аэродинамических характеристик перспективного крылатого возвращаемого аппарата». Тезисы на 4-ой Международной конференции «Авиация и космонавтика» МАИ, 2005, с. 98.

72. Кирилин В.А., Сычев В.В., Шейндлин А.Е. «Техническая термодинамика». 3-е изд. М.: «Наука» 1979.

73. Купрюхин A.A., Никитин П.В., Сотник E.B. «Экспериментальное определение каталитических и излучательных свойств материалов тепловой защиты KJIA». Журнал «Вестник Московского авиационного института». М.: Изд-во МАИ. Т.16. №6. стр. 98-121

74. Купрюхин A.A. «Алгоритм экспериментального определения каталитических свойств теплозащитных материалов». Сборник тезисов докладов 8-й Международной конференции «Авиация и космонавтика-2009». Изд-во МАИ. С/

75. Купрюхин A.A. «Алгоритм экспериментального определения излучательных свойств теплозащитных материалов». Сборник тезисов докладов 8-й Международной конференции «Авиация и космонавтика-2009». Изд-во МАИ.

76. Ковалев В. JI. Гетерогенные каталитические процессы в аэротермодинамике. — М.: ФИЗМАТЛИТ, 2002. — 224 с. — ISBN 5 9221 -0198-6.