УДК 629.782
ТЕРМОСТАТИРОВАНИЕ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА
1. КОНСТРУИРОВАНИЕ ЗАЩИТЫ ВНЕШНЕЙ ОБОЛОЧКИ ПЛАНЕРА
ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА
ОТ ТЕМПЕРАТУРНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ

А. С. Левенко, инженер-конструктор

РЕЗЮМЕ. В работе рассмотрены некоторые аспекты конструирования терморегулирования планера второй ступени двухступенчатого воздушно-космического самолета для орбитальной эксплуатации и условий входа космического аппарата в атмосферу.

Постановка проблемы в общем виде
и ее связь с важными научными или практическими задачами.
Защита летательных аппаратов от воздействия солнечного излучения в условиях космоса и нагреве конструкции при полете на гиперзвуковых скоростях в атмосфере Земли является одной из сложнейших на этапе проектирования воздушно-космического самолета.
Эта задача в настоящее время является актуальной в связи с многочисленными разработками гиперзвуковых летательных аппаратов. Например, имеется информации о Программе Falcon Hypersonic Technology Vehicle (США) по разработке эффективного в эксплуатации высокоскоростного летательного аппарата с глобальной дальностью полета (гиперзвукового бомбардировщика). Скорость полета гиперзвукового бомбардировщики в пределах 9-22 М. Управление аэрокосмических аппаратов исследовательской лаборатории ВВС на авиабазе Киртлэнд (США) в 2006 году разрабатывает системы планера гиперзвукового бомбардиров-щика и теплозащитные покрытия, пригодных к эксплуатации при аэродинамическом давлении на поверхность аппарата в 25 раз превышающем этот параметр для «шаттлов». Рассматривается возможность применения углеродного покрытия для температур около 3000оС. Для защиты систем корабля от перегрева разрабатывается многослойный и износостойкий термозащитный материал, способный многократно выдерживать рабочие режимы полета аппарата (www.cnews.ru).
Известны примеры разработки теплозащиты для боевых головных частей (ГЧ) баллистических ракет. На первых советских ракетах Р-12, Р-13, Р-14 установлена ГЧ РДС-37 от МБР Р-7. На конечном участке траектории в плотных слоях атмосферы (высоты менее 100 км ) боеголовка испытывает аэродинамический нагрев - температура поверхности конструк-ции достигала почти 6000оС. Спуск в плотных слоях атмосферы длится не более одной ми-нуты с торможением от скорости 7,1-7,5 км/сек до 3 км/сек. Для тепловой защиты ГЧ в СССР в то время использовался метод «отражения и поглощения». В США к началу 1960-х годов уже применяли метод «оплавляемого и уносимого» (абляционного) теплозащитного покрытия: материалами такого покрытия служили либо тефлон (фторопласт), либо графит (www.invur.ru).

Анализ достижений и публикаций по теме исследования данной проблемы.
Выделение нерешенных ранее частей общей проблемы, которым посвящается
данная статья.
При выборе проектных параметров первой ступени двухступенчатого воздушно-космического самолета с условным названием «Сура» (проект «BLACK SEA») авторы учитывают имеющийся опыт советских разработок в этой области с 60-х годов ХХ века.
По проекту «Спираль» для исследований применения теплозащиты на возвращаемых из космоса аппаратов изготавливались и испытывались в натурных условиях аппараты типа «БОР» (беспилотный орбитальный ракетоплан). Это были модели-аналоги орбитального самолета «Спираль» (www.buran.ru).
В ходе летных испытаний были определены температурные режимы на поверхности планера (рис. 1). На первом же аппарате «БОР-4» была применена абляционная теплозащита на осно-ве материала марки ПКТ-ФП, состоящего из фенолформальдегидной ткани, пропитанной смесью фенолформальдегидных смол (сходная теплозащита устанавливается на спускаемых аппаратах космических кораблей «Союз»). Успешный суборбитальный полет этой летающей модели подтвердил надежность такой теплоизоляции.
Носовой кок для аппарата «БОР-4» был изготовлен под требования к космическому аппарату «Буран», но был установлен поверх абляционного субстрата с использованием жаропрочного металлического крепежа. Пространство между носовым коком и абляционным покрытием заполнялось изоляцией из теплостойких волокон.
Для конструкции теплозащиты консолей крыла была выбрана другая конструкция. Из-за аэродинамических ограничений толщины крыла аппарата для его теплозащиты не хватало сравнительно небольшой максимально допустимой толщины керамических теплозащитных плиток. Поэтому внутреннюю полость металлической конструкции крыла заполнили пористым фетровым материалом, пропитанным специальным составом на основе воды. Испарение воды в случае перегрева металлической конструкции обеспечивало эффективное охлаждение во время интенсивного нагрева на траектории возвращения в атмосферу. Результаты испытаний аппаратов «БОР» были внедрены при разработке теплозащитного покрытия корабля «Буран» (рис. 2). Конструкция теплозащитного покрытия оказалась достаточно сложной и не достаточно надежной для многократного применения, как и в случае с кораблями «Спейс шаттл».
Для «Бурана» создано многоразовое теплозащитное покрытие различных типов: легкая керамическую плитка, гибкая войлочная теплозащита. Применена жаростойкая конструкция из композиционного и материала углерод+углерод (разработчик НПО «Молния», Российская Федерация).

ВЫХОД
ДАЛЕЕ