Оценки равновесной температуры на поверхности сферического затупления спускаемого орбитального аппарата

Аннотация

Рассмотрен спуск стабилизированной капсулы с низкой околоземной орбиты по баллистической траектории. Достоверной предварительной оценкой интенсивности теплового воздействия набегающего на поверхность капсулы воздушного потока является равновесная температура этой поверхности. Значение равновесной температуры следует из условия равенства плотности подводимого к поверхности суммарного теплового потока и плотности теплового потока, отводимого благодаря собственному излучению этой поверхности. Исходя из особенностей процесса теплообмена на поверхности сферического затупления капсулы, выделены три участка траектории. При свободном молекулярном обтекании затупления на участке спуска интенсивность теплообмена принята пропорциональной энергии потока молекул. На участке, соответствующем режиму обтекания сплошной средой, интенсивность конвективного и радиационного теплообменов оценивается по эмпирическим зависимостям, полученным обработкой расчетных и экспериментальных результатов. При сочетании на поверхности затупления ламинарного и турбулентного режимов обтекания из двух локальных значений плотности конвективного теплового потока принимается наибольшее. На промежуточном участке спуска в качестве аргумента, определяющего интенсивность конвективного теплообмена, принято число Кнудсена, а для оценки радиационной составляющей использованы эмпирические зависимости. Проведен количественный анализ изменения по времени спуска наибольшего значения равновесной температуры на поверхности затупления для шаровой капсулы и капсулы с шаровым сегментом

Работа выполнена при поддержке Минобрнауки России (проект № 0705-2020-0047)

Просьба ссылаться на эту статью следующим образом:

Зарубин В.С., Зимин В.Н., Леонов В.В. и др. Оценки равновесной температуры на поверхности сферического затупления спускаемого орбитального аппарата. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение, 2022, № 4 (143), c. 44--59. DOI: https://doi.org/10.18698/0236-3941-2022-4-44-59

Литература

[1] Leonov V.V., Grishko D.A. Estimates of the trajectory parameters and thermal loads for a ballistic capsule returning from the moon with multiple dives into the earth atmosphere. J. Eng. Appl. Sc., 2019, vol. 14, no. 6, pp. 1775--1780. DOI: http://dx.doi.org/10.36478/jeasci.2019.1775.1780

[2] Землянский Б.А., ред. Конвективный теплообмен летательных аппаратов. М., ФИЗМАТЛИТ, 2014.

[3] Финченко В.С., Котляров Е.Ю., Иванков А.А. Системы обеспечения тепловых режимов автоматических межпланетных станций. Химки, НПО Лавочкина, 2018.

[4] Авдуевский В.С., Кошкин В.К., ред. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. М., Машиностроение, 1992.

[5] Леонтьев А.И. Теория тепломассообмена. М., Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018.

[6] Никитин П.В. Тепловая защита. М., Изд-во МАИ, 2006.

[7] Шевелев Ю.Д., Сызранова Н.Г. Влияние химических реакций на теплопередачу в пограничном слое. Физико-химическая кинетика в газовой динамике, 2010, т. 10, № 2, с. 91--126. URL: http://chemphys.edu.ru/issues/2010-10/articles/325

[8] Tauber M.E. A review of high-speed, convective heat transfer computation methods. Report NASA no. TP-2914. Houston, NASA, 1989.

[9] Marvin J.G., Deiwert G.S. Convective heat transfer in planetary atmospheres. Report NASA no. TR R-224. Houston, NASA, 1965.

[10] Tauber M.E. Some simple scaling relations for heating of ballistic entry bodies. J. Spacecr. Rockets, 1970, vol. 7, no. 7, pp. 885--886. DOI: https://doi.org/10.2514/3.30063

[11] Chapman G.T. Theoretical laminar convective heat transfer & boundary layer characteristics on cones at speeds to 24 km/s. Report NASA no. TN D-2463. Houston, NASA, 1964.

[12] Sutton K., Graves R.A. A general stagnation point convective heating equation for arbitrary gas mixtures. Report NASA no. TR- R-376. Houston, NASA, 1971.

[13] Fay J.A., Riddell F.K. Theory of stagnation point heat transfer in dissociated. J. Spacecr. Rockets, 1958, vol. 25, no. 2, pp. 73--85. DOI: https://doi.org/10.2514/8.7517

[14] Суржиков С.Т., Шувалов М.П. Анализ радиационно-конвективного нагрева четырех типов спускаемых космических аппаратов. Физико-химическая кинетика в газовой динамике, 2014, т. 15, № 4. URL: http://chemphys.edu.ru/issues/2014-15-4/articles/237

[15] Ревизников Д.Л., Сухарев Т.Ю. Гиперзвуковое обтекание затупленных тел в условиях атмосферы Земли и Марса. Сравнительный анализ математических моделей. Тепловые процессы в технике, 2018, т. 10, № 1-2, с. 5--15.

[16] Tauber M.E., Palmer G.E., Prabhu D. Stagnation point radiative heating relations for Venus entry. Report NASA no. ARC-E-DAA-TN2887. Houston, NASA, 2012.

[17] Мурзинов И.Н. Ламинарный пограничный слой на сфере в гиперзвуковом потоке равновесно диссоциирующего воздуха. Известия АН СССР. Механика жидкости и газа, 1966, № 2, с. 184.

[18] Голомазов М.М., Иванков А.А. Программный комплекс для разработки систем тепловой защиты космических аппаратов, спускаемых в атмосферах планет. Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2017, № 3, с. 41--53.

[19] Горский В.В., Пугач М.А. Сопоставление расчетных и экспериментальных данных по ламинарно-турбулентному теплообмену на поверхности полусферы, обтекаемой сверхзвуковым потоком воздуха. ТВТ, 2015, т. 53, № 2, с. 231--235. DOI: https://doi.org/10.7868/S0040364415020106

[20] Johnson J.E., Starkey R.P., Lewis M.J. Aerothermodynamic optimization of reentry heat shield shapes for a crew exploration vehicle. J. Spacecr. Rockets, 2007, vol. 44, no. 4, pp. 849--859. DOI: https://doi.org/10.2514/1.27219

[21] Gilmor D.G. Spacecraft thermal control handbook. Vol. 1. Fundamental technologies. New York, AIAA, 2002.

[22] Siegel R., Howell J.R. Thermal radiation heat transfer. Washington, NASA, 1992.

[23] Елисеев В.Н., Товстоног В.А. Теплообмен и тепловые испытания материалов и конструкций аэрокосмической техники при радиационном нагреве. М., Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2014.

[24] Зарубин В.С., Зимин В.Н., Кувыркин Г.Н. Температурное состояние и оценка отклонения формы сферической оболочки калибровочного космического аппарата на теневом участке околоземной орбиты. Космические аппараты и технологии, 2018, № 3, с. 147--156. DOI: https://doi.org/10.26732/2618-7957-2018-3-147-156