Основной «тепловой удар» в конструкции гиперзвукового аппарата принимает на себя покрытие графитом. Графит - аллотропическая модификаций углерода, полимерный материал кристаллического строения. Он образован параллельными слоями гексагональных сеток (плоскостей). В углах каждой ячейки расположены атомы углерода. Межатомное расстояние = 0,143 нм. Между атомами действуют силы прочной ковалентной (химической) связи.
Графит не плавится при атмосферном давлении, а при превышении 3700оС сублимирует. Качества природного графита невысоки, искусственный графит (технический и пиролитический), обладающий совершенной кристаллической структурой, высокой анизотропией свойств, является высокотемпературным конструкционным материалом.
Плотность искусственного пирографита 1950-2200 кг/м3.
Промышленность Украины и России выпускает пирографит (продукт пиролиза метана, который осаждается на нагретых до 1000-2500оС новых форм). В плоскости зерен пирографит хорошо проводит теплоту, поэтому его можно использовать и как проводник теплоты, и как изолятор. Коэффициент линейного расширения пирографита низкий: графит устойчив к воздействию тепловых ударов, что позволяет применить его как материал высокой жаропрочности и теплозащитный материал, работающим по принципу абляции (разрушение материала, сопровождающееся уносом его массы при воздействии горячего газового потока).
Все эти особенности графита (в виде пиролитического графита) позволяют использовать его в качестве теплозащитного материала для наружной поверхности планера гиперзвукового атмосферного аппарата.
Недостатком графита является его склонность к окислению с выделением газообразных продуктов, начиная с температуры Т=400-800оС. Поэтому, обычно, поверхность графита защищают введением легирующих добавок (Nb, Ta, Si), которые делают структуру графита легкозернистой, повышают его НВ и предел прочности. В рассматриваемом авторами случае поверхность графита покрывается слоем фторопласта.

Выводы по данному исследованию
и перспективы дальнейших исследований в данном направлении.
Выбранная авторами (А. С. Левенко и В. И. Кукушкин)оптимальная конструкция гиперзвукового летательного аппарата - второй ступени двухступенчатого воздушно-космического самолета «Сура», позволяет осуществить терморегулирование, достаточное для обеспечения выхода на околоземную орбиту и возврата на поверхность Земли со скоростями не менее 13 000 м/сек на высоте 100 км.
Принцип теплозащиты с применением внутреннего кратковременного принудительного охлаждения (минимальное время активного полета в атмосфере с максимальными тепловыми воздействиями около 25 сек) и наружного многослойного аблирующего восстанав-ливаемого покрытия на основе пиролитического графита и фторопласта для наружного двухслойного корпуса модульной конструкции из материала углерод+углерод может быть применен и при разработке проектных критериев конструирования первой ступени воздушно-космического самолета системы «BLACK SEA» - суборбитального самолета (разгонного блока).
Авторами не раскрываются в настоящем докладе особенности технологии изготовления корпусов ступеней воздушнокосмического самолета «Сура» и не приводится расчет толщин теплозащитных покрытий в зависимости от скорости полета на различных высотах и массового уноса покрытия. Однако, есть уверенность, что предложенная конструкция непилотируемого автоматического летательного аппарата может кратковременно использоваться при скоростях до 22 М на высотах 30-100 км в атмосфере Земли.

Литература.
1. Тимошенко В. И., Фролов Г. А. Проблемы научно-методического обеспечения разработки и эксплуатации теплозащитных покрытий для термонапряженных элементов объектов ракетно-космической техники. 1. Математическое моделирование процессов деструкции теплозащитных материалов и покрытий // Космічна наука і технологія. 2003. Т 9. № 2/3. С. 34-44.
2. Фролов Г. А., Пасичный В. В., Тимошенко В. И. Проблемы научно-методического обеспечения разработки и эксплуатации теплозащитных покрытий для термонапряженных элементов объектов ракетно-космической техники. 2. Экспериментальное моделирование аэродинамического нагрева теплозащитных покрытий // Космічна наука і технологія. 2003. Т 9. № 2/3. С. 45-57.
3. Фролов Г. А. Энергоемкость основных процессов поглощения тепла при аэродинамическом нагреве теплозащитных покрытий ракетно-космической техники. 1. Предельная энергоемкость внутренних процессов поглощения тепла при тепловом разрушении материа-лов // Космічна наука і технологія. 2003. Т 9. № 2/3. С. 58-67.
4. Фролов Г. А. Энергоемкость основных процессов поглощения тепла при аэродинамическом нагреве теплозащитных покрытий ракетно-космической техники. 2. Предельная энергоемкость поверхностных процессов поглощения тепла при тепловом разрушении мате-риалов // Космічна наука і технологія. 2003. Т 9. № 2/3. С. 68-76.

НА ПЕРВУЮ СТР.
ВЫХОД