Формирование целей данной работы (постановка задачи).
В настоящем докладе рассматриваются возможность обеспечения тепловой защиты гипотетического воздушно-космического аппарата путем выбора оптимальных конструктивных решений.
При этом принимается, что температурное воздействие на поверхность планера аппарата может достигать 6000оС при скорости входа в атмосферу на высоте 100 км не менее 13 000 м/сек при возможности кратковременного полета в плотных слоях атмосферы на высотах 100-30 км со скоростью до 22 М.

Изложение основного материала с полным обоснованием
полученных научных результатов.
Принятая авторами конструкция второй ступени воздушно–космического самолета с условным названием «Сура» (гиперзвуковой автоматический планер, орбитальный самолет) имеет особенности:
- тонкостенный двухслойный корпус из материала углерод+углерод не связан с кон-струкцией внутренних модулей и свободно сдвигается на орбите системой пневмоприводов;
- тонкостенная конструкция наружного корпуса не позволяет применить теплосъем с поверхности путем поглощения тепла массой конструкции аппарата;
- внутренние модули защищены от воздействия внешней среды гибкой изоляцией, аналогом которой является скафандр космонавта (астронавта);
- внутри изолированного отсека внутренних модулей применяется автоматическое термостатирование (аналог – термостатирование ракеты носителя на стартовой площадке космодрома);
- термостатирование внутри негерметичного наружного корпуса второй ступени воздушно-космического самолета при полете в атмосфере осуществляется принудительным охлаждение поверхности теплоносителем (как внутренней поверхности планера, так и всей конструкции планера путем теплосъема при прокачке теплоносителя между слоями конструкции);
- защита наружной поверхности планера от температурного воздействия при гиперзвуковом полете в атмосфере осуществляется тремя способами: применением конструкции из материала углеро+углерод и носовым коком из жаропрочной стали; нанесением на эту поверхность аблирующего двухслойного покрытия - пиролитического графита с размером частиц около одного микрона с последующим газопламенным напылением на графитовую поверхность фторопласта;
- защита конструкции аппарата от воздействия солнечного излучения осуществляется известным методом – наружные по отношению к солнцу поверхности имеют светлую окраску, поверхности, обращенные к Земле, имеют черную окраску (используется эффект отражения солнечных лучей от светлой поверхности и излучения полученного тепла черной поверхностью с интегральной излучающей способностью около 0,8); в НПО «Молния» (Российская Федерация), например, разработаны внешние покрытия повышенной стойкости к образованию трещин: «черные» ЭВЧ-4М1У-3 и ЭВЧ-6 высокой излучающей способностью для защиты нижней части планера от небольших тепловых нагрузок при спуске и «белое» ЭВС-6 для защиты внешней поверхности планера (ограничение нагрева) от солнечного излучения;
- наружная поверхность негерметичного корпуса на передней части (подверженной аэродинамическому нагреву) не имеет никаких аэродинамических выступов или щелей, где может произойти аэродинамическое повышение температуры – это цельный кокон аэродинамической формы без выступов или люков; кормовая часть планера с соплами качающихся жидкостных ракетных двигателей не испытывает прямого аэродинамического нагрева.
Фрагмент поперечное сечение конструкция двухслойного корпуса планера представлен на рис. 3. Продольные каналы внутри конструкции располагаются от носового кока к торцу, где они открываются наружу. От кока в эти каналы подается жидкий азот, по мере его нагрева при охлаждении конструкции корпуса жидкость, а затем газ расширяются с увеличением скорости истечения по увеличивающемуся проходному сечению каналов. В торцевой части азот сбрасывается за борт. Принудительное охлаждение корпуса планера осуществляется при необходимости и достижении заданной предельной температуры, регулируется подачей азота.
Проведенные исследования [1-4] показали возможность использования различных материалов в значительном диапазоне температур:
- аблирующие покрытия и принудительное охлаждение применяются при температурах, превышающих 3500оС-3700оС;
- в диапазоне температур 1260оС -1650 оС применяются конструкции из материала углерод+углерод и радиационное охлаждение конструкции;
- в диапазоне 800оС -1260оС может использоваться высокотемпературная плиточная защита (известны марки материалов для таких плиток – www.buran.ru), примененная на кос-мических кораблях многоразового использования «Буран» и «Спейс шаттл» в т.ч. и для защиты от солнечного излучения;
- в диапазоне температур 370-800оС может применяться гибкая тепловая защита (www.buran.ru).
Наиболее важным для авторов представляется возможность многократного нанесения на поверхность планера покрытия (или его ремонта) графитом и фторопластового покрытия, которое полностью испаряется в гиперзвуковом полете до начала сублимации графита.
Известно, что при возврате в атмосферу Земли, например, после облета Луны или Марса космический аппарат движется со скоростью 11 000-13 000 м/сек [3]. При этом условия входа в земную атмосферу могут характеризоваться следующими параметрами:
- qк = 25 МВт/м2 (max) - конвективный тепловой поток к поверхности;
- qл = 30 МВт/м2 (max) - лучистый тепловой поток;
- Pe х 10-5 = 30 Па (max) - давление газа на поверхность;
- Ie = 19 МДж/кг (max) - удельная энтальпия торможения у поверхности;
- с = 25 (max) - время воздействия нагрева.
Для аппарата многоразового использования и оптимальных габаритов в таких условиях незаменима аблирующая тепловая защита (защита конструкции с потерей наружного «жертвенного слоя»). Аблирующее покрытие обладает высокой степенью надежности, саморегулированием расхода потребной массы охладителя, отсутствием вспомогательных систем [3]. Определены характеристики скорости уноса покрытия как для углепластика, фторопласта (700оС, теплота разложения), так и для графита (3800оС, теплота сублимации) [3].

НА ПЕРВУЮ СТР.
ДАЛЕЕ