RU175034U1 - Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения после полета к Луне - Google Patents
Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения после полета к Луне Download PDFInfo
- Publication number
- RU175034U1 RU175034U1 RU2016150476U RU2016150476U RU175034U1 RU 175034 U1 RU175034 U1 RU 175034U1 RU 2016150476 U RU2016150476 U RU 2016150476U RU 2016150476 U RU2016150476 U RU 2016150476U RU 175034 U1 RU175034 U1 RU 175034U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- layer
- ukkm
- thickness
- layers
- Prior art date
Links
- 238000000576 coating method Methods 0.000 title claims abstract description 19
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 title claims abstract description 13
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 11
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical group [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 13
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 13
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 11
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000000654 additive Substances 0.000 claims abstract description 5
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 claims abstract description 5
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000012212 insulator Substances 0.000 claims abstract description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 6
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 6
- 229920003043 Cellulose fiber Polymers 0.000 claims description 2
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 3
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 abstract description 8
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000013078 crystal Substances 0.000 abstract 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 37
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 9
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 6
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 5
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 2
- 238000005094 computer simulation Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 2
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 2
- 101150096674 C20L gene Proteins 0.000 description 1
- 102220543923 Protocadherin-10_F16L_mutation Human genes 0.000 description 1
- 101100445889 Vaccinia virus (strain Copenhagen) F16L gene Proteins 0.000 description 1
- 101100445891 Vaccinia virus (strain Western Reserve) VACWR055 gene Proteins 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 150000002736 metal compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 description 1
- 239000003870 refractory metal Substances 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
- B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к многоразовым теплозащитным композиционным покрытиям, которые могут быть использованы в космической технике. Техническим результатом предлагаемой полезной модели является схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата, оптимизированная для возвращения аппарата после полета к Луне. Технический результат достигается тем, что схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата для возвращения после полета к Луне характеризуется составом из слоев нетканого углеродного каркаса и карбидокремниевой матрицы и относится к покрытиям из существенно анизотропных материалов с разными по уровню физико-механическими и теплофизическими характеристиками как слоев, так и по толщине материала. При этом для возвращения аппарата после полета к Луне покрытие имеет четыре слоя: наружный плотный с остаточной пористостью менее 5% слой углерод-керамического композиционного материала (УККМ) толщиной 2 мм, модифицированный теплостойкими добавками; второй слой из УККМ 30%-ной пористости толщиной 7 мм; третий слой из УККМ 50%-ной пористости толщиной 10 мм и четвертый слой из высокотемпературного волокнистого теплоизолятора марки Saffil (производства компании Дюпон) толщиной 68 мм. 1 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.
Description
Область техники
Полезная модель относится к многоразовым теплозащитным композиционным покрытиям, которые могут быть использованы в космической технике.
Уровень техники
Известен патент РФ №164403 (МПК F16L 59/02, В32В 18/00, Опубликовано: 27.08.2016) на авторскую полезную модель «СХЕМА ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ НА ОСНОВЕ ГРАДИЕНТНОГО ПОРИСТОГО УГЛЕРОД-КЕРАМИЧЕСКОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА», принятую за ближайший аналог (прототип). Данная схема теплозащитного покрытия характеризуется составом из слоев тканого и нетканого углеродного каркаса и матрицы, содержащей углеродную и карбидокремниевую составляющие, и относится к покрытиям из существенно анизотропных материалов с разными по уровню физико-механическими и теплофизическими характеристиками, как слоев, так и по толщине материала.
Однако данная схема покрытия является излишне усложненной, так как состоит из пяти последовательно расположенных слоев: первый наружный (фронтальный) слой из углерод-керамического композиционного материала (УККМ) на основе тканого углеродного каркаса с остаточной пористостью менее 5% и толщиной от 3 до 5 мм для обеспечения термостойкости и окислительной стойкости, второй слой под первым слоем толщиной не менее 5 мм из углерод-керамического композиционного материала на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 18%, третий слой под вторым слоем толщиной не менее 5 мм из углерод-керамического композиционного материала на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 22%, четвертый слой под третьим слоем толщиной не менее 5 мм из углерод-керамического композиционного материала на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 38%, пятый слой под четвертым слоем толщиной не менее 5 мм из углерод-керамического композиционного материала на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 48%. Такая сложная структура покрытия приводит к существенному повышению продолжительности и стоимости изготовления.
Раскрытие полезной модели
Техническим результатом предлагаемой полезной модели является схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата, оптимизированная для возвращения аппарата после полета к Луне.
Технический результат достигается тем, что схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата для возвращения после полета к Луне характеризуется составом из слоев нетканого углеродного каркаса и карбидокремниевой матрицы и относится к покрытиям из существенно анизотропных материалов с разными по уровню физико-механическими и теплофизическими характеристиками как слоев, так и по толщине материала. При этом для возвращения аппарата после полета к Луне покрытие имеет четыре слоя: наружный плотный с остаточной пористостью менее 5% слой углерод-керамического композиционного материала (УККМ) толщиной 2 мм, модифицированный теплостойкими добавками (в прототипе: наружный (фронтальный) слой из УККМ на основе тканого углеродного каркаса с остаточной пористостью менее 5% и толщиной от 3 до 5 мм для обеспечения термостойкости и окислительной стойкости); второй слой из УККМ 30%-ной пористости толщиной 7 мм (в прототипе: третий слой толщиной не менее 5 мм из УККМ на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 22%), третий слой из УККМ 50%-ной пористости толщиной 10 мм (в прототипе: пятый слой толщиной не менее 5 мм из УККМ на основе нетканого углеродного каркаса с остаточной пористостью не менее 48%) и четвертый слой из высокотемпературного волокнистого теплоизолятора марки Saffil (производства компании Дюпон) толщиной 68 мм.
Как и в прототипе, в качестве наполнителя для теплозащитного материала на основе градиентного пористого УККМ могут использоваться углеродные волокна из искусственного целлюлозного волокна, углеродные волокна из ПАН-волокна и углеродные волокна из пека.
Перечень чертежей
Фиг. 1 - Геометрическая модель элемента представительного объема УККМ, использованная для расчета теплопроводности УККМ с учетом радиационного теплопереноса в материале.
Фиг. 2 - Структура ТЗП.
Фиг. 3 - Плотность теплового потока, действующего на ТЗП при спуске аппарата на Землю после полета к Луне.
Фиг. 4 - Изменение максимальной (на наружной поверхности ТЗП) и минимальной температуры (на внутренней поверхности ТЗП, лежащей на поверхности силовой конструкции аппарата) от времени при спуске в два этапа аппарата на Землю после полета к Луне.
Осуществление полезной модели
Особенностью пористого УККМ является то, что в объеме материала одновременно и взаимосвязанно протекают два процесса теплопереноса - кондуктивный по твердому каркасу и радиационный в пространстве между волокнами. При этом соотношение кондуктивного и радиационного потоков тепла зависит от пористости материала и температуры. Для пористых сред суммарный теплоперенос можно характеризовать эффективным коэффициентом теплопроводности, который представляет собой отношение плотности суммарного кондуктивного и радиационного потоков тепла, проходящего через пористую среду, к локальному градиенту температуры. Для проведения данного расчета была выбрана геометрическая модель представительного элемента объема размером 100×50×50 мкм (фиг. 1). Модель пористого УККМ была помещена между пластинами. Тепловой контакт пластин с волокнами пористого материала считался идеальным. Представительный элемент объема был окружен оболочкой нулевой толщины, которая исполняла роль зеркала, ее коэффициент отражения задан равным 1. Поверхности волокон и внешних обкладок принимались серыми, диффузно отражающими и их степень черноты принята 0,8. Далее, на базе доработанной таким образом геометрической модели, была построена конечно-элементная модель для компьютерного моделирования температурных полей по толщине представительного элемента объема. В результате моделирования процесса теплопереноса определялось значение суммарного потока тепла, прошедшего и через пористый материал, и через обкладки. Теплопроводность представительного элемента объема системы «представительный элемент объема-обкладки» вычисляется как сумма термических сопротивлений участка тепловой цепи постоянного сечения:
где 
- суммарная толщина и толщина отдельных участков геометрической модели соответственно, 
, а λ, λ1, λ2, λ3 - коэффициент теплопроводности всей модели и коэффициент теплопроводности ее отдельных частей соответственно, λ1=λ3=λ*. Тогда теплопроводность представительного элемента объема λ2 вычисляется как:
Был использован вариант тепловых нагрузок на ТЗП для спуска на Землю после возвращения аппарата от Луны в два этапа (взято из Chen Y.K., Milos F.S. Multidimensional Effects on Heatshield Thermal Response for the Orion Crew Module // AIAA 2007-4397. 2007,15 p.), представленный на фиг. 3. Во время первого этапа аппарат достигает плотных слоев атмосферы, где снижает свою скорость, а максимальная плотность теплового потока достигает 370 Вт/см2. Затем аппарат на некоторое время, порядка 1000 с, выходит из плотных слоев атмосферы обратно в космос, после чего совершает повторный вход в атмосферу. Так как во время второго этапа аппарат движется с гораздо меньшей скоростью, максимальная плотность теплового потока на поверхности ТЗП на втором этапе составляет приблизительно 100 Вт/см2. При моделировании считалось, что после завершения спуска ТЗП остывает в течение 5000 с.
Для теплового проектирования использовалась модель многослойного ТЗП. Тепловая нагрузка на участке спуска подводилась к фронтальной поверхности. Учитывался радиационный отвод тепла от фронтальной поверхности ТЗП в окружающее пространство.
Моделировалась следующая конструкция ТЗП. Наружным слоем ТЗП являлся слой УККМ толщиной 2 мм с остаточной пористостью (П) менее 5%, роль которого состоит в обеспечении окислительной и эрозионной защиты внутренних пористых слоев. За ним располагаются слои УККМ разной пористости. За последним из слоев УККМ размещается слой высокотемпературного теплоизоляционного материала марки Saffil (производства компании Дюпон, США), который располагается на силовой конструкции спускаемого аппарата (СА). Силовая конструкция СА в компьютерном моделировании представляла собой слой алюминиевого сплава Д16 толщиной 2,5 мм. На фиг. 2 номерами отмечены: 1 - плотный УККМ с остаточной пористостью менее 5%, 2 - второй слой пористого УККМ (П=30%), 3 - третий слой пористого УККМ (П=50%), 4 - волокнистый теплоизолятор типа Saffil, 5 - алюминиевый сплав Д16.
Целью теплового проектирования было определение толщин слоев пористого УККМ и материала Saffil, обеспечивающих защиту силовой конструкции от перегрева. Максимальная допустимая температура конструкции алюминиевого сплава Д16 задавалась равной 165°С. Температура УККМ не должна превышать 2000°С. Критерием оптимизации являлась минимальная погонная масса ТЗП.
Анализ показал, что при таком высоком уровне тепловых нагрузок (фиг. 3) на поверхность ТЗП рациональным является ее построение с применением УККМ с различной пористостью. В области температур более 1800°С УККМ с пористостью 30% обладает наименьшей эффективной теплопроводностью, а при температуре ниже 1800°С минимальный эффективный коэффициент теплопроводности достигается УККМ с пористостью 50%. Выбранные в результате моделирования толщины слоев ТЗП представлены в таблице.
Анализ температурного состояния ТЗП показывает, что его поверхность нагревается максимум до 2572°С (см. графики фиг. 4: верхний график - максимальной температуры наружного слоя ТЗП, нижний график - минимальной температуры на поверхности силовой конструкции СА), что превосходит допустимую рабочую температуру УККМ из карбида кремния. Таким образом, многократное использование такого типа ТЗП без теплостойких добавок невозможно и необходима модификация плотного поверхностного защитного слоя ТЗП теплостойкими добавками, например, за счет введения в этот слой соединений тугоплавких металлов.
Предлагаемая полезная модель создана и апробирована в ходе работ в рамках соглашения о предоставлении субсидии 14.577.21.0099 между Министерством образования и науки Российской Федерации и МГТУ им. Н.Э. Баумана.
Claims (2)
1. Теплозащитное покрытие многоразового теплового щита спускаемого космического аппарата, характеризующееся составом из слоев нетканого углеродного каркаса и карбидокремниевой матрицы и относящееся к покрытиям из существенно анизотропных материалов с разными по уровню физико-механическими и теплофизическими характеристиками как слоев, так и по толщине материала, отличающееся тем, что для аппарата, спускаемого на Землю после полета к Луне, покрытие имеет четыре слоя: наружный плотный с остаточной пористостью менее 5% слой углерод-керамического композиционного материала (УККМ) толщиной 2 мм, модифицированный теплостойкими добавками, второй слой из УККМ с пористостью 30% и толщиной 7 мм, третий слой из УККМ с пористостью 50% и толщиной 10 мм и четвертый слой из высокотемпературного волокнистого теплоизолятора марки Saffil производства компании Дюпон толщиной 68 мм.
2. Покрытие по п.1, характеризующееся тем, что в качестве наполнителя пористого УККМ использованы углеродные волокна из искусственного целлюлозного волокна, углеродные волокна из ПАН-волокна и углеродные волокна из пека.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016150476U RU175034U1 (ru) | 2016-12-21 | 2016-12-21 | Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения после полета к Луне |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016150476U RU175034U1 (ru) | 2016-12-21 | 2016-12-21 | Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения после полета к Луне |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU175034U1 true RU175034U1 (ru) | 2017-11-16 |
Family
ID=60328854
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016150476U RU175034U1 (ru) | 2016-12-21 | 2016-12-21 | Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения после полета к Луне |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU175034U1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5041321A (en) * | 1984-11-02 | 1991-08-20 | The Boeing Company | Fiberformed ceramic insulation and method |
| US5242723A (en) * | 1988-08-19 | 1993-09-07 | Osaka Gas Company, Ltd. | Formed thermal insulator and process for preparation of same |
| RU2119872C1 (ru) * | 1993-02-17 | 1998-10-10 | Сосьете Оропеен де Пропюльсьон | Способ изготовления детали из композиционного материала и способ изготовления панели типа "сэндвич" из композиционного материала |
| RU2293718C2 (ru) * | 2001-01-10 | 2007-02-20 | Олбэни Интернэшнл Текниуив, Инк. | Теплозащитная система с переменной плотностью волокон |
| RU164403U1 (ru) * | 2015-12-30 | 2016-08-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) | Схема теплозащитного покрытия на основе градиентного пористого углерод-керамического композиционного материала |
-
2016
- 2016-12-21 RU RU2016150476U patent/RU175034U1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5041321A (en) * | 1984-11-02 | 1991-08-20 | The Boeing Company | Fiberformed ceramic insulation and method |
| US5242723A (en) * | 1988-08-19 | 1993-09-07 | Osaka Gas Company, Ltd. | Formed thermal insulator and process for preparation of same |
| RU2119872C1 (ru) * | 1993-02-17 | 1998-10-10 | Сосьете Оропеен де Пропюльсьон | Способ изготовления детали из композиционного материала и способ изготовления панели типа "сэндвич" из композиционного материала |
| RU2293718C2 (ru) * | 2001-01-10 | 2007-02-20 | Олбэни Интернэшнл Текниуив, Инк. | Теплозащитная система с переменной плотностью волокон |
| RU164403U1 (ru) * | 2015-12-30 | 2016-08-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) | Схема теплозащитного покрытия на основе градиентного пористого углерод-керамического композиционного материала |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Kasen | Thermal management at hypersonic leading edges | |
| Kumar et al. | Selection of materials and design of multilayer lightweight passive thermal protection system | |
| Purwar et al. | Thermo‐structural design of ZrB2–SiC‐based thermal protection system for hypersonic space vehicles | |
| Ji et al. | Investigation on thermal performance of high temperature multilayer insulations for hypersonic vehicles under aerodynamic heating condition | |
| Lee et al. | Thermal response of carbon fiber epoxy laminates with metallic and nonmetallic protection layers to simulated lightning currents | |
| Le et al. | Insulation system using high-temperature fibrous insulation materials | |
| Daryabeigi et al. | Heat transfer modeling for rigid high-temperature fibrous insulation | |
| Fan | Thermal signatures of tether-cutting reconnections in pre-eruption coronal flux ropes: hot central voids in coronal cavities | |
| Knight | Transient vaporization from a surface into vacuum | |
| Tang et al. | The effect of pressure on thermal contact conductance of superalloys under high temperature | |
| RU173721U1 (ru) | Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения с низкой околоземной орбиты | |
| Kumar et al. | Design of thermal protection system for reusable hypersonic vehicle using inverse approach | |
| Jazi et al. | Spray-formed, metal-foam heat exchangers for high temperature applications | |
| Albano et al. | Carbon/carbon high thickness shell for advanced space vehicles | |
| RU175034U1 (ru) | Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения после полета к Луне | |
| Konka et al. | Heat insulation analysis of an aluminum honeycomb sandwich structure | |
| Mohammadiun | Time-dependent heat flux estimation in multi-layer systems by inverse method | |
| Zheng et al. | Experimental and numerical study on heat transfer characteristics of metallic honeycomb core structure in transient thermal shock environments | |
| Dafang et al. | Thermal protection performance of metallic honeycomb core panel structures in non-steady thermal environments | |
| Cao et al. | Characterization of size effect of natural convection in melting process of phase change material in square cavity | |
| Maiorova et al. | Optimal thermal design of a multishield thermal protection system of reusable space vehicles | |
| Johnson et al. | Graphite foam infused with pentaglycerine for solid-state thermal energy storage | |
| Winterton | Early study of heat transfer: Newton and Fourier | |
| RU164403U1 (ru) | Схема теплозащитного покрытия на основе градиентного пористого углерод-керамического композиционного материала | |
| Sepka et al. | Testing of candidate rigid heat shield materials at LHMEL for the entry, descent, and landing technology development project |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC91 | Official registration of the transfer of exclusive right (utility model) |
Effective date: 20190225 |
|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20191222 |