Сабж.
Очень модная среди фоннатов многоразовой техники фича.
А как сабж устроен и по какому принципу работает? Что за материалы? Какие у них теплофизические свойства? И т.д. и т.п.
ЦитироватьСабж.
Очень модная среди фоннатов многоразовой техники фича.
А как сабж устроен и по какому принципу работает? Что за материалы? Какие у них теплофизические свойства? И т.д. и т.п.
Металлическое - это то, что не греется больше чем до 800-1000C, оно без ТЗП должно быть(иначе фтопку).
А теплозащита она керамическая, желательно многослойная :D Работает теплоизолятором :D
Интересная задачка. Думаю, решение найти можно, хотя и непонятно - зачем? Интересно, что придумали другие.
Да так же как керамическая работает. Идея ТЗП в разнесении несущих свойств и теплостойкости по разным объектам. В металлическом ТЗП корабль покрыт 'чешуями' жаропрочной стали, размещенными некотором расстоянии от несущей конструкции, к примеру - топливного бака. При этом сталь греется до 1300К, а бак из-за отсутствия теплопередачи и экранировки от излучения - до 400К. При этом, в отличии от плиток, металлическая теплозащита довольно плохо повреждается механически, и может ходить несколько полетов без переборки.
ЦитироватьОчень модная среди фоннатов многоразовой техники фича.
В охумору однозначно :)
Вентиляторы вечно всякой фигнёй мучаются :)
А вообще этой фиче уж 50 лет в обед. Помню довольно серьезную книжку середины 60-х про пилотируемые корабли - там про металлическую ТЗП целая большая глава была, со схемами, графиками, сравнениями вариантов типа ниобия, титана и т.п., всякие слоеные пороги.
ЦитироватьДа так же как керамическая работает. Идея ТЗП в разнесении несущих свойств и теплостойкости по разным объектам. В металлическом ТЗП корабль покрыт 'чешуями' жаропрочной стали, размещенными некотором расстоянии от несущей конструкции, к примеру - топливного бака. При этом сталь греется до 1300К, а бак из-за отсутствия теплопередачи и экранировки от излучения - до 400К. При этом, в отличии от плиток, металлическая теплозащита довольно плохо повреждается механически, и может ходить несколько полетов без переборки.
Вопрос в том, накапливает ли металлическая ТЗП тепло? В идеале, конечно, иметь материал с околонулевыми значениями теплопроводности и теплоемкости, чтобы и экранировать и не накапливать...
Потому что ведь плюсы мателлической ТЗП (помимо невыкрашиваемости) могут быть только двух видов: либо меньшая массовая доля, либо отказ от немедленного послеполетного обслуживания. А лучше и то и другое. Все остальное - нах не надо.
Вот мне и интересно - какие эксплуатационные преимущества металлической ТЗП?
Посмотрел пэдээф по Skylon, интересный проект теплозащиты. Корпус из углепластика двойной как у подводной лодки. Внешний корпус покрыт слоем керамической защиты усиленной тем же углепластиком.
Преимущества налицо, углеволокно выдерживает гораздо большие температуры чем алюминий, поэтому нагреваться внешний корпус может до значительной температуры, следовательно сама защиты может быть тоньше, а усиленная углеволокном, будет значительно надежнее плиток того же Шатла. Понравилось.
Невыкрашиваемость - в смысле, покрасить нельзя? :D
Крылатый аппарат из циркония сделать можно. Но придется все равно экипаж и прочее керамикой внутри изолировать :)
Или сверху на плитку класть??? :D :D :D
Что будет происходить с накопленным в ТЗП теплом после посадки?
Естественной конвекции со стороны атмосферы хватит, чтобы вытянуть всю теплоту из ТЗП? Теплота из ТЗП, уходя в корпус, в силовой набор - не нарушит допустимый температурный диапазон?
Вот что интересно.
Да, можно из угле-чего-угодно сделать супер-пупер-мега-гига-маза-фака-ТЗП, у которого тока один недостаток будет - это ТЗП за счет накопленного за время торможения тепла просто расплавит нахрен корабель прямо на ВПП.
Ераплан будет уменьшаться в размерах :)
А шатл после остановки подключается к охладительной машине с циркуляцией хладагента внутри планера и на него дуют голливудскими вентиляторами :)
За Шаттл я это прекрасно знаю )
Мне интересно - решает ли металлическая ТЗП эту проблему :)
Никак не решает. Ибо смысл ТЗП - теплоизоляция :D
То есть обшивка, передающая внуть один в один температуру поверхности по определению ей, теплоизоляцией, являться не может.
Хехехе )
Игра в терминологию? ;)
Теплоизоляция считается теплоизоляцией, если может обеспечить требуемое температурное состояние защищаемого объяета при заданных внешних условиях в течение заданного времени. ;)
Теплоизоляция шаттла таковой является? ;)
В течение времени до посадки+запас времени защиту планера без дополнительных средств она обеспечивает. А без спецсредств в течение определенного времени после посадки - уже нет.
А если сочетать керамическую теплозащиту с хорошим проводником тепла (металлом).
У шаттла конус нагревается до 1600С и в тоже время есть участки до 400С. Если проводником выравнивать температуры.
ЦитироватьА если сочетать керамическую теплозащиту с хорошим проводником тепла (металлом).
У шаттла конус нагревается до 1600С и в тоже время есть участки до 400С. Если проводником выравнивать температуры.
Скажу кратко. Это бред :D
При чём полный. И идея, и реализация, и смысл(цель) :)
ЦитироватьНикак не решает. Ибо смысл ТЗП - теплоизоляция :D
То есть обшивка, передающая внуть один в один температуру поверхности по определению ей, теплоизоляцией, являться не может.
Вы забыли при прослойку между металлической ТЗП и конструкцией. Эта прослойка и является по сути теплозащитой. А металл само собой прогревается сравнительно быстро (и отдает тепло так же в течение малого времени).
Вопрос только в том, что будет в прослойке. Я видел варанты создания вакуумных полостей. Но как вы сами понимаете эти полости не очень надежны. В случае прогара - дыра будет сквозной и ее развитие будет очень быстрым. В принципе, возможно делать теплозащиту не герметичной с открытыми каналами с небольшой циркуляцией воздушного потока за счет перепада давления в различных точках ЛА, прогоняя воздух из тепловых для тепловых потоков областей. Воздух является сравнительно плохим проводником тепла и потому держит неплохие температуры. Получается сравнительно легкая теплозащита, хотя и с более низким пределом температуры.
В общем смысл достаточно прост - создание немудреного теплового экрана. Если у кого-то есть сомнения по-поводу адекватности такой схемы, то могу сообщить, что она уже много лет с большим успехом применяется в области авиадвигателестроении. Если точнее, то в форсажных камерах сгорания. Если взглянуть скажем на РД-33 (двигатель от МиГ-29) со стороны сопла, то можно заметить, что корпус камеры защищен экраном с многочисленными отверстиями. Экран применяется в данном случае для решения двух задач:
1. предотвращение появления режима вибрационного горения
2. тепловая защита корпуса как за счет сдерживания собственно материалом экрана, так и за счет протекающего между корпусом ФКС и экраном потока воздуха.
При этом в самой ФКС, как вы понимаете температуры близки к стехиометрическим (~2000...2200К).
Цитироватьсмысл(цель) :)
Смысл снизить температуру конуса. И использовать более дешёвые материалы с теплонагрузкой около 1000С.
После основной ТЗП можно расположить еще одну:
Вот такую, к примеру. (http://www.aerogel.com/)
(Видеоролик 10 Мб (http://www.aerogel.com/ui/images/Aspen_Promo_Video_10MB.wmv))
ЦитироватьЦитироватьА если сочетать керамическую теплозащиту с хорошим проводником тепла (металлом).
У шаттла конус нагревается до 1600С и в тоже время есть участки до 400С. Если проводником выравнивать температуры.
Скажу кратко. Это бред :D
При чём полный. И идея, и реализация, и смысл(цель) :)
Ну почему же бред. Нагрев поверхности определяется балансом между, выделяемым, в месте нагрева теплом и теплом от этого места отводимым. С ростом температуры, количество отводимого тепла растет за счет излучения, теплопереноса, испарения. Сейчас мы имеем два основных способа охлаждения, это абляция (Союз) и излучение (Шаттл). Почему бы не представить себе системы с интенсивным теплопереносом и излучением тепла всей поверхностью КА, а не только нагреваемой частью.
Есть так называемый эффект тепловой трубки, когда при испарении хладагента внутри трубки происходит интенсивный перенос тепла по ее длине. На при остывании хладагента он конденсируется и стекает к месту нагрева. Скорость и масштаб теплопереноса огромны, нельзя сравнить ни с каким проводником тепла, разница в порядки.
Представим себе двухслойный корпус КА, например из углеволокна, толщина внешней керамической защиты (а может и металлической ТЗП) такова, чтобы после некоторого нагрева, начал плавиться а затем испарятся некий хладагент (скорее всего металл) размещенный в специальных каналах внутри внешнего корпуса. Проблема в том, чтобы температура кипения хладагента была высока и замерзания низка, чтобы излучение тепла другими частями корпуса было достаточно велико, и в тоже время хладагент не замерз. Масса хладагент может быть очень незначительной, так как в газовой фазе он будет занимать очень большой объем. 5-10% объема каналов в жидкой фазе вполне достаточно.
Бред конечно, но в качестве идеи вполне, я думаю.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА если сочетать керамическую теплозащиту с хорошим проводником тепла (металлом).
У шаттла конус нагревается до 1600С и в тоже время есть участки до 400С. Если проводником выравнивать температуры.
Скажу кратко. Это бред :D
При чём полный. И идея, и реализация, и смысл(цель) :)
Ну почему же бред. Нагрев поверхности определяется балансом между, выделяемым, в месте нагрева теплом и теплом от этого места отводимым. С ростом температуры, количество отводимого тепла растет за счет излучения, теплопереноса, испарения. Сейчас мы имеем два основных способа охлаждения, это абляция (Союз) и излучение (Шаттл). Почему бы не представить себе системы с интенсивным теплопереносом и излучением тепла всей поверхностью КА, а не только нагреваемой частью.
Есть так называемый эффект тепловой трубки, когда при испарении хладагента внутри трубки происходит интенсивный перенос тепла по ее длине. На при остывании хладагента он конденсируется и стекает к месту нагрева. Скорость и масштаб теплопереноса огромны, нельзя сравнить ни с каким проводником тепла, разница в порядки.
Представим себе двухслойный корпус КА, например из углеволокна, толщина внешней керамической защиты (а может и металлической ТЗП) такова, чтобы после некоторого нагрева, начал плавиться а затем испарятся некий хладагент (скорее всего металл) размещенный в специальных каналах внутри внешнего корпуса. Проблема в том, чтобы температура кипения хладагента была высока и замерзания низка, чтобы излучение тепла другими частями корпуса было достаточно велико, и в тоже время хладагент не замерз. Масса хладагент может быть очень незначительной, так как в газовой фазе он будет занимать очень большой объем. 5-10% объема каналов в жидкой фазе вполне достаточно.
Бред конечно, но в качестве идеи вполне, я думаю.
Это еще что. Я думаю что известен такой проект как АЯКС. Так там вообще предлагается не защищать корпус от воздействия температуры, а пропускать тепло внутрь аппарата и аккумулировать тепло на разложене компонентов эндотермического топлива и т.д. и т.п. Тоже бред конечно, но идея :D
ЦитироватьЕсли у кого-то есть сомнения по-поводу адекватности такой схемы, то могу сообщить, что она уже много лет с большим успехом применяется в области авиадвигателестроении. Если точнее, то в форсажных камерах сгорания. Если взглянуть скажем на РД-33 (двигатель от МиГ-29) со стороны сопла, то можно заметить, что корпус камеры защищен экраном с многочисленными отверстиями. Экран применяется в данном случае для решения двух задач:
1. предотвращение появления режима вибрационного горения
2. тепловая защита корпуса как за счет сдерживания собственно материалом экрана, так и за счет протекающего между корпусом ФКС и экраном потока воздуха.
При этом в самой ФКС, как вы понимаете температуры близки к стехиометрическим (~2000...2200К).
Ой, сомневаюсь. Скорее всего там просто применяется перфорированная граница, чтобы не было слишком большого давления на срезе и кривая роста давления в камере была более пологой во время переходных процессов, т.е. при выходе на режим.
ЦитироватьЦитироватьЕсли у кого-то есть сомнения по-поводу адекватности такой схемы, то могу сообщить, что она уже много лет с большим успехом применяется в области авиадвигателестроении. Если точнее, то в форсажных камерах сгорания. Если взглянуть скажем на РД-33 (двигатель от МиГ-29) со стороны сопла, то можно заметить, что корпус камеры защищен экраном с многочисленными отверстиями. Экран применяется в данном случае для решения двух задач:
1. предотвращение появления режима вибрационного горения
2. тепловая защита корпуса как за счет сдерживания собственно материалом экрана, так и за счет протекающего между корпусом ФКС и экраном потока воздуха.
При этом в самой ФКС, как вы понимаете температуры близки к стехиометрическим (~2000...2200К).
Ой, сомневаюсь. Скорее всего там просто применяется перфорированная граница, чтобы не было слишком большого давления на срезе и кривая роста давления в камере была более пологой.
:shock: :?: :?: :?: Какой рост давления? Горение в ФКС выполняется с понижающимся по потоку давлением. Не путайте с ракетными двигателями. Тут совсем другая история
Говорю, что это скорее всего делается для управления давлением в форсажной камере, а не температурой.
ЦитироватьГоворю, что это скорее всего делается для управления давлением в форсажной камере, а не температурой.
Может поделитесь секретом как и главное зачем в ФКС управлять давлением?
Для того же как и в прочих камерах сгорания. Вы же только, что сами сказали, что там есть нежелательные колебания давления при горении.
ЦитироватьДля того же как и в прочих камерах сгорания. Вы же только, что сами сказали, что там есть нежелательные колебания давления при горении.
Дык ведь это понятно. Только в моем представлении управление какой-либо величиной (например в виде регулирования) и гашение (демпфирование) колебаний давления - это принципиально разные вещи.
Но защита корпуса от чрезмерного нагрева (за корпусом ведь узлы крепления двигателя, агрегаты планера и прочее) это вторая и не менее важная задача. Жаровые трубы камер сгорания зачастую прогорают, хотя защита более холодным воздухом там предусмотрена и околостехиометрические температуры имеют место быть только в зоне обратных токов, а выходящий поток обладает несколько меньшими температурами, чем в ФКС (1700-1800 против 2000-2200К). Условия работы в плане теплового нагружения в ФКС жестче чем в обычной КС, но вот случаев прогара корпусов ФКС я как-то не встречал, значит работает теплозащита. Конечно ФКС работают меньше, чем основные КС, но для высоких температур много времени и не надо
Ну, управление было произведено конструкторами. :)
Если насчет "металлической ТЗП". Думаю , что это безперспективняк.
Эта тема уже была поднята еще при первых боеголовках и спускаемых аппаратах. Можно, конечно, говорить о том, что при управляемом спуске и гиперзвуковом планировании тепловой режим легче, что появились новые "нанотехнологии" в металлургии и т.д.. Но! ИМХО, путь усиления механических свойств излучающей неметаллической ТПЗ на основе SiC кажется более перспективным, просто потому что она всегда будет легче, а думать надо не только, о спуске, но и выводе на орбиту. В частности, если сравнить Шаттл и Х-37, то в современном прототипе от металлов избавляются по максимуму даже силовые элементы крыла стали композитами.
http://www.alphastarcorp-genoa.com/Publications/SAMPE2003/Submittal_x37Orbital_Design-paper.pdf
Цитировать...путь усиления механических свойств излучающей неметаллической ТПЗ на основе SiC кажется более перспективным, просто потому что она всегда будет легче...
За тридцать лет в этом направлении что-то изменилось?
Конечно, с прогрессом моделирования появилась возможность создавать оптимальный материал под нагрузки.
Изменилось ли что-то от этого в космонавтике доподлинно узнаем когда сядет Х-37.
Ждать недолго осталось.
15 December - X-37 OTV-1 - Atlas V 501 - Canaveral
ЦитироватьКонечно, с прогрессом моделирования появилась возможность создавать оптимальный материал под нагрузки.
Изменилось ли что-то от этого в космонавтике доподлинно узнаем когда сядет Х-37.
Ждать недолго осталось.
15 December - X-37 OTV-1 - Atlas V 501 - Canaveral
У нас же тоже что-то придумали в Клипере. Мне кажется там пошли по другому пути - смесь Союза и Бурана.
В смысле "Союза"? Ни разу не слышал, чтобы на "Клипере" планировалась абляционное ТЗП.
ЦитироватьВ смысле "Союза"? Ни разу не слышал, чтобы на "Клипере" планировалась абляционное ТЗП.
Не полностью, а частично абляционное. И потом, что-то я не видел на "Клипере" характерные плитки "Бурана".
ЦитироватьЦитироватьВ смысле "Союза"? Ни разу не слышал, чтобы на "Клипере" планировалась абляционное ТЗП.
Не полностью, а частично абляционное. И потом, что-то я не видел на "Клипере" характерные плитки "Бурана".
И как с нанесением нового покрытия и снятия остатков старого у авторов идеи дела обстоят, случайно не знаете? :?
ЦитироватьМеталлическое - это то, что не греется больше чем до 800-1000C, оно без ТЗП должно быть(иначе фтопку).
А теплозащита она керамическая, желательно многослойная :D Работает теплоизолятором :D
Не путайте.
Металлическая ТЗП - она вполне себе металлическая, и именно теплозащита.
Её не следует путать с горячей конструкцией, хотя это вещи во многом и близкие.
ЦитироватьА вообще этой фиче уж 50 лет в обед. Помню довольно серьезную книжку середины 60-х про пилотируемые корабли - там про металлическую ТЗП целая большая глава была, со схемами, графиками, сравнениями вариантов типа ниобия, титана и т.п., всякие слоеные пороги.
Есть совсем свежие работы, амовские. И в железе.
Вернее, в хитрых жаропрочных сплавах - в основном инконель, ЕМНИП.
ЦитироватьВопрос в том, накапливает ли металлическая ТЗП тепло?
Ессно, накапливает какую-то долю. Как и любая ТЗП - будь то абляционная или же шаттловская плитка.
Иначе и не бывает - нет на свете материалов с нулевой теплопроводностью.
ЦитироватьПотому что ведь плюсы мателлической ТЗП (помимо невыкрашиваемости) могут быть только двух видов: либо меньшая массовая доля, либо отказ от немедленного послеполетного обслуживания. А лучше и то и другое. Все остальное - нах не надо.
Не выкрашивается. Держит бОльшие температуры, по ср. с плиткой (должна держать, во всяк. случае).
Является частью несущей конструкции (чем родственна горячей конструкции) - за сч. чего нету ограничения на температуру силовой конструкции не выше 200 С (как в алюминии шаттла).
ЦитироватьЗа Шаттл я это прекрасно знаю )
Мне интересно - решает ли металлическая ТЗП эту проблему :)
Вряд ли.
Если бы решала - это бы значило, скорее всего, что конструкция сильно перетяжелена, слишком большие запасы "тепловой прочности".
ЦитироватьВ смысле "Союза"? Ни разу не слышал, чтобы на "Клипере" планировалась абляционное ТЗП.
Доброе утро :)
Первоначальный бескрылый вариант (несущий корпус) был именно с абляционной.
Собственно, других вариантов и быть не могло.
ЦитироватьНе полностью, а частично абляционное. И потом, что-то я не видел на "Клипере" характерные плитки "Бурана".
Интересно, что вы понимаете под "частично абляционным"? :)
ЦитироватьЕсли насчет "металлической ТЗП". Думаю , что это безперспективняк.
Эта тема уже была поднята еще при первых боеголовках и спускаемых аппаратах.
Тогда говорили о СОВЕРШЕННО других вещах.
Имелись в виду т.н. heat sink - "теплонакопители". Именно что подразумевалось, что массивная металлическая конструкция за счёт высокой теплопроводности металла будет "размазывать по себе" подводимое тепло, при этом поверхность не будет еще плавиться - тепло будет успевать отводиться вглубь.
ЦитироватьНо! ИМХО, путь усиления механических свойств излучающей неметаллической ТПЗ на основе SiC кажется более перспективным, просто потому что она всегда будет легче,
Откуда такая уверенность?
Не забывайте, что помимо собственно теплозащиты есть еще и силовая контрукция.
И важна их СОВОКУПНАЯ масса.
На шаттле плитка никаких силовых функций не выполняет. Металлическая же ТЗП - другое дело. Ну, тут получается нечто вроде Ил-2 - бронекоробка одновременно является и силовой конструкцией, а не чисто балластом.
Аналогию можно провести и с несущими баками.
Удивляет слабость воображения. Сказано было о металлической теплозащите и о модности темы. Никакой привязки ни к земной атмосфере, ни к атмосфере вообще. Если модная тема - значит новая, то сразу на ум пришла металлическая абляционная теплозащита. Посмотрел, посчитал:
Литий, атомная масса 6,94
температура плавления - 180,5 С
температура кипения - 1337 С
удельная теплота плавления - 0,43 МДж/кг
удельная теплота испарения - 19,3 МДж/кг
Бериллий, атомная масса 9
температура плавления - 1287 С
температура кипения - 2507 С
удельная теплота плавления - 1,4 МДж/кг
удельная теплота испарения - 32,6 МДж/кг
удельная теплота возгонки - 36,4 МДж/кг
Вполне себе ничего энергия только на переход металлов в газообразное состояние. А ещё нагрев газа. А если литий начнёт ионизироваться...
Единственное, что нужно для этого - тугоплавкая металлическая матрица. Простота хранения и использования такой теплозащиты очевидна. В атмосфере водорода, метана процессами взаимодействия металла с веществом атмосферы можно пренебречь.
Самые горячие места, по крайней мере носок крыла на Буране, сделаны из углерод-углерода. Эти детали массивные, сами держат механическую нагрузку и довольно хорошо проводят тепло. Вот не это ли охлаждают после посадки?
ЦитироватьСамые горячие места, по крайней мере носок крыла на Буране, сделаны из углерод-углерода. Эти детали массивные, сами держат механическую нагрузку и довольно хорошо проводят тепло. Вот не это ли охлаждают после посадки?
Да из всей нагрузки там только скоростной напор. Механическую нагрузку кессон держит.
ЦитироватьЕссно, накапливает какую-то долю. Как и любая ТЗП - будь то абляционная или же шаттловская плитка.
Ну... абляционка все таки бОльшую часть тепла с собой уносит ))) Накапливается в ней совсем немного, насколько я помню )
ЦитироватьДержит бОльшие температуры, по ср. с плиткой (должна держать, во всяк. случае).
А это нам зачем? :) При торможении с НЗО трудно получить температуру, большую той что уже достигнута на шаттлах и капсульных СА )
ЦитироватьЦитироватьСамые горячие места, по крайней мере носок крыла на Буране, сделаны из углерод-углерода. Эти детали массивные, сами держат механическую нагрузку и довольно хорошо проводят тепло. Вот не это ли охлаждают после посадки?
Да из всей нагрузки там только скоростной напор. Механическую нагрузку кессон держит.
Ну да, насколько помню, секции стыкуются друг с другом как вагонка, механические связи только с кессоном.
Другое дело, если говорить о накоплении тепла. Плитка, в отличие от секций носка крыла, весит ничего, она как бы не легче обшивки. К моменту посадки ее теплопроводность высокая, в отличие от рабочего режима на большой высоте, где почти вакуум. Я допускаю, что она в это время просто холодная.
ЦитироватьДоброе утро :)
Первоначальный бескрылый вариант (несущий корпус) был именно с абляционной.
Собственно, других вариантов и быть не могло.
ЦитироватьНе полностью, а частично абляционное. И потом, что-то я не видел на "Клипере" характерные плитки "Бурана".
Интересно, что вы понимаете под "частично абляционным"? :)
Слоёный пирог. Внешнее - абляционное покрытие, которое гарантированно уноситься и равномерно разносить теплонагрузку.
Среднее SiC - но не в виде плитки - вроде тканевой прослойки.
Внутреннее - силовое.
После каждого полёта внешнее покрытие наноситься например напылением.
А зачем, собственно говоря, мучится? 1600 С керамика держит и без абляции. Например, смешанные оксиды иттрия/алюминия, кремния/циркония, ряд боридов.
ЦитироватьЯвляется частью несущей конструкции (чем родственна горячей конструкции) - за сч. чего нету ограничения на температуру силовой конструкции не выше 200 С (как в алюминии шаттла).
Для поддержания структуры на той же X-37 используется Gr/BMI и Gr/PETI-5, по сравнению с Шаттлом её можно прогревать вдвое больше.
Выигрывать металлические ТЗП могут только на одноступах, потому как могут быть частью несущих всю нагрузки стенок у таких "летающих баков".
http://www.tpub.com/content/nasa1998/NASA-98-3ewtps-mlb/NASA-98-3ewtps-mlb0001.htm
ЦитироватьА зачем, собственно говоря, мучится? 1600 С керамика держит и без абляции. Например, смешанные оксиды иттрия/алюминия, кремния/циркония, ряд боридов.
Чтобы не мучиться с плиткой и создать более технологичную и дешёвую
прослойку на тканевой основе.
Чтобы нечто не могло повредить ТЗП.
Чтобы увеличить ресурс корабля.
Чтобы не париться с 1600С, а размазать тепловую нагрузку.
ЦитироватьА зачем, собственно говоря, мучится? 1600 С керамика держит и без абляции. Например, смешанные оксиды иттрия/алюминия, кремния/циркония, ряд боридов.
На сколько я знаю керамика не очень любит термические напряжения, вызванные неравномерным прогревом (различием в температурных деформациях между слоями ТЗП или ТЗП и основной конструкцией) - трещит как милинькая
ЦитироватьЧтобы не париться с 1600С, а размазать тепловую нагрузку.
Как вы собираетесь "размазать" тепловую нагрузку по поверхности корабля? У вас есть идеи, как перетащить 1600С с передней кромки крыла на всю поверхность? ;)
ЦитироватьЦитироватьЧтобы не париться с 1600С, а размазать тепловую нагрузку.
Как вы собираетесь "размазать" тепловую нагрузку по поверхности корабля? У вас есть идеи, как перетащить 1600С с передней кромки крыла на всю поверхность? ;)
Теплоносителем по всей конструкции гонять :D Пусть весь аппарат 1600С будет :D
По сабжу:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/76898.jpg)
Cross-section of metal Thermal Protection System. Credit: NASA/Langley
Я так понял, что именно такими собирались покрывать поверхность X-33/VentureStar.
Судя по виду - "золотое" ТЗП получается...
Вот оттуда же:
ЦитироватьNew Thermal Protection For Reusable Rockets
By Leonard David
Senior Space Writer
posted: 07:00 am ET
30 January 2002[/size]
RENO, NEVADA -- The economic ups and downs of reusable rocketry largely depends on beat-the-heat protection systems. Without a robust, temperature-thwarting, and easily maintainable outer skin, rockets of the future may never offer routine, low-cost access to space.
For today's space shuttle fleet, seven different materials are used per orbiter. These materials were chosen for their weight efficiency and constancy at high temperatures. Each space plane is outfitted from nose to tail with a matrix of specially made black and white tiles, quilted composite fabric and Nomex blankets, along with other materials specific to select areas of the craft.
Collectively, this high-tech hide is labeled the thermal protection system, or TPS in NASA speak.
TPS materials attached to shuttle orbiters must cope with temperature swings that range from minus 250 degrees
But after a shuttle orbiter brakes from orbital speed, makes its fiery plunge to Earth, then rolls to a stop...things really slow down.
Getting the vehicle ready for re-launch is a long and costly process. About 30,000 hours of work is needed between flights - and that's on the TPS alone. The TPS is reusable for 100 missions, but only after loads of hands-on, tender-loving care.
ARMOR plating
A new Adaptable, Robust, Metallic, Operable, Reusable TPS -- tagged ARMOR for short -- has been designed, analyzed and fabricated. It promises to help achieve a NASA goal of cheaper rides for people and payloads into space and back.
At the American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) 40th Aerospace Sciences Meeting held here January 14-17, ARMOR was touted as a cutting-edge advance in metallic thermal protection systems.
"For future vehicles to become economically viable, and have fast turnaround times, we need TPS that requires a lot less maintenance," said Max Blosser, a senior research engineer at NASA's Langley Research Center in Hampton, Virginia.
Blosser said a present drawback to space shuttle TPS is that it can't fly through Florida's liquid sunshine. "Rain would destroy the TPS tiles. We're trying to come up with a TPS that's more durable, increases the flight envelope of the vehicle...so you don't have as much time that you can't fly," he told SPACE.com.
Going price
The Bush Administration is placing importance on developing a new generation of safer, more reliable and less expensive launch vehicles for both government and commercial needs.
To this end, work is underway at NASA's Marshall Space Flight Center on the Space Launch Initiative (SLI). A 2nd generation reusable launch vehicle (RLV) -- the space shuttle being a 1st generation RLV -- is a hoped for entry to lower the cost of tossing payloads into low-Earth orbit to less than $1,000 per pound. Today's "going price" via the shuttle is roughly $10,000 a pound.
The SLI is a focused investment of nearly $5 billion spread out over a five-year period. Research on the 2nd generation RLV includes studies of metallic TPS, Blosser said.
"ARMOR TPS is designed to meet the high flight rates and quick turn-around times required for an economically viable RLV," said John Dorsey, a senior research engineer, also at NASA Langley. "It is anticipated there will be many parallels between aviation industry operations and maintenance and future reusable launch vehicle industry practices," he said.
Almost a snap
"The current ARMOR concept is basically taking lessons learned from previous work since the 1980s, including the more recent X-33 effort," Blosser said. That sub-scale single-stage-to-orbit space plane was to help Lockheed Martin build the VentureStar - a commercial Earth-to-orbit winged vehicle. NASA scrapped the X-33 effort last year.
Several ARMOR TPS panels have been fabricated. The outer surface is a foil-gage, Inconel 617 metallic honeycomb sandwich panel. This outer panel is structurally connected to an inner box beam by a thin Inconel 718 metal support bracket at each corner of the panel. The ARMOR TPS design provides three different sealing features so panel-to-panel placement on a vehicle inhibits hot gases during reentry from eking between panels.
Attachment of the metallic TPS is almost a snap.
Each panel is attached to the underlying structure by means of mechanical fasteners. The ARMOR TPS is built to accommodate aerodynamic pressures, as well as thermal conditions found in the cold of space and throughout the heat of reentry. Furthermore, rainwater and moisture is managed by a thin gage metal foil that closes out the bottom of the TPS panel to make a watertight container for internal insulation.
"Metallic TPS can be designed to prevent water from reaching the internal insulation, thereby eliminating the need for time-consuming re-waterproofing procedures required for current ceramic TPS," Blosser reported at the AIAA gathering. "The relatively large, mechanically attached metallic TPS panels can be designed to be readily removed for inspection or repair," he said.
Step in the right direction
Blosser said that next generation reusable launch vehicles -- replete with integral fuel tanks -- will result in bigger, lower density vehicles with much larger surface areas than a space shuttle orbiter. This larger surface area must not only be protected from aerodynamic heating, but also may be exposed to damage from low-speed impacts during ground operations, launch and landing. Also, speedy on-orbit impacts from micrometeoroids and space debris, and rain erosion during ascent and entry, demand new types of TPS materials.
"Micrometeoroid and on-orbit debris damage...I think that's going to a much bigger driver as we really face up to it in the future," Blosser said. "By changing the thickness of ARMOR's honeycomb face sheets, you can achieve whatever level of micrometeoroid protection you want. But that does come at the cost of additional weight," he added.
Blosser said he considers ARMOR panels a "step in the right direction".
"Just to tweak the system we have on the shuttle, personally, I don't think that's ever going to get us there. We have to look at some other alternatives," Blosser said.
Getting test time on a vehicle, Blosser noted, to try out samples of ARMOR under actual flight conditions, has proven difficult. Two small panels of the TPS material were to fly on the X-37 spacecraft. That plan was derailed when NASA shut down the experimental project. "The X-37 is kind of in limbo, if not dead," he said.
Lastly, funding for new TPS work remains minimal. "It would be good to see a more comprehensive, long-term plan to get us there. To get new TPS technology onto the vehicles is going to take a more intentional, step-by-step approach," Blosser said.
Источник: http://www.space.com/businesstechnology/technology/armor_tps_020130-1.html
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЧтобы не париться с 1600С, а размазать тепловую нагрузку.
Как вы собираетесь "размазать" тепловую нагрузку по поверхности корабля? У вас есть идеи, как перетащить 1600С с передней кромки крыла на всю поверхность? ;)
Теплоносителем по всей конструкции гонять :D Пусть весь аппарат 1600С будет :D
Зря кстати смеетесь, если использовать тепловые трубки, они могут быть достаточно тонкие (для теплоносителя, похоже, подходит литий) можно при малой массе хладагента эффективно удалять тепло из зоны интенсивного нагрева. Сами трубки могут быть частью элементов жесткости корпуса. И не будет весь корпус 1600, гораздо ниже.
Поскольку зона нагрева расположена впереди, жидкий хладагент будет сам стекать в зону нагрева, испаряться при 13xx градусах и конденсироваться в холодной части корпуса, далее по кругу. Проблема в том что он при старте расплавится стечет назад, и там застнет. И не совсем понятно, успеет ли он расплавиться до перегрева носового конуса при спуске или нет.
ЦитироватьSpace Shuttle Tile System Unique, Future Could Bring Alternatives
By Tariq Malik
Staff Writer
posted: 07 March 2003[/size]
Well before the Columbia accident, researchers were working on better alternatives to the ceramic tiles that cover the surfaces of the space shuttle's air frame that are susceptible to damage from the intense heat that occurs during re-entry. At present, the only technology available to protect the vehicle and its crew is the small black tiles now in use.
The heat-resistant tiles that cover the belly of a shuttle are only part of the thermal protection system (TPS) that insulates each orbiter's ship and crew from temperatures as high as 3,000 degrees Fahrenheit as the orbiter returns to Earth at speeds in excess of 17,000 miles an hour.
The system also includes insulating blankets, white ceramic tiles that withstand lower temperatures and a reinforced carbon-carbon composite material along the craft's nose and wing edges. Together they've worked in concert to keep orbiters flying for the last 22 years. But the shuttle's design leaves little room for the installation of future TPS systems,
"The bottom line is that these tiles work, they do the job that they're intended to," said Jeff Carr, communications director for United Space Alliance, which manufactures the shuttle tiles. "Their application is really unique to reusable launch vehicles like the shuttle."
Ceramics vs. metal
But the effectiveness of the tiles comes at a cost. Inspections and preparations after every mission make for a slow shuttle turn-around time, averaging around 60 days or so, which have led some researchers to focus on larger metallic versions that need less attention.
"We would be looking for things that are much more robust," said Mark J. Shuart, director for structure and materials at NASA's Langley Research Center in Virginia, during an interview. "Tiles are very lightweight and efficient, but they take a lot of time after a flight for repairs and refurbishing."
Langley researchers are developing ARMOR, short for Adaptable, Robust, Metallic, Operable, Reusable TPS, as a potential system for future NASA spacecraft. The metallic tiles are roughly twice the size of the shuttle's 8-inch by 8-inch (20-cm by 20-cm) version, and composed of Inconel 617 and Inconel 718 metals, both nickel-based alloys. They are a bit heavier than the lightweight silica ceramic tiles NASA uses on the shuttle, which means they don't qualify as a potential replacement for the system just yet.
"A metallic TPS system drives a lot of the design philosophy behind a vehicle," said Garry Lyles, program manager for NASA's Next Generation Launch Technologies (NGLT). The technology group is part of the agency's Space Launch Initiative, which is working toward building an Orbital Space Plane as well as working on second - and third-generation reusable craft. "It is not an option you'd want to go with on the shuttle, you'd want to stay with ceramics," Lyles told SPACE.com.
Advanced ceramics, however, are not out of the picture. Scientists at NASA's Ames Research Center in California are developing ultra-high temperature ceramics that could replace the reinforced carbon-carbon composites used on the nose and wings of the shuttle in time.
The Ames center is home to the NASA's Thermal Protection Materials and Systems branch, but officials there said they could not comment on their TPS research until the conclusion of investigations into the loss of Space Shuttle Columbia. The exact cause of Columbia's Feb. 1 break-up, which claimed the lives of the seven astronauts aboard, has yet to be identified, though some speculate that heat tile damage could have allowed ultra-hot plasma to penetrate the craft's skin during reentry.
TPS: The Next Generation
Designing a vehicle from scratch can give engineers more freedom when it comes to heat protection.
"Having to integrate a new TPS system into an existing airframe limits the amount of options available," said Lyles. "You would need to stay fairly close to the system already in use."
But all bets are off when designing something completely new. To date, NASA has spent about $25 million studying different thermal protection methods for second and third generation launch vehicles under the Space Launch Initiative.
In addition to new ceramics and metallic systems, the NGLT group is looking into improved thermal blankets and more durable low materials to protect the parts of a craft that are subjected to lower temperatures. New approaches to TPS support, such as a new spray-able waterproofing compound could reduce similar practices today from hours to minutes.
Out of the lab and into the fire
Most of these methods remain at the laboratory testing stage, including an effort to develop a "hot structure" TPS system that incorporates thermal protection directly into a craft's airframe. The approach would do away for external attachments - shuttle tiles and other TPS materials are affixed to the orbiter's aluminum shell - altogether. But some endeavors have made the leap out of the lab.
"We did design work for a metallic TPS for the airframe of the X-33, and were assembling a test vehicle when the program was cut," said Lyles, referring to a reusable launch vehicle scrapped by NASA in 2001. The program could see new light with NASA's rekindling of the X-37 spaceplane research last year, though that project is under the Space Launch Initiative's Orbital Space Plane program and will depend on how it might be accessible for research, he added.
Investigations into TPS systems with sharp leading edges, which would do away with the blunt body designs of the shuttle in favor of a more aerodynamic craft, have also found their way into experimental tests. In 2000, Ames researchers studied the reentry of aerodynamic nosecones during the Slender High-velocity Aerodynamic Research Probe (SHARP) program. The result could eventually lead to a reusable launch vehicle that flies more like a plane.
Ceramics for the shuttle
If Ames' research into ceramic leading edges was pushed and pushed hard, Lyles said, the material could be ready for review by vehicle designers in two years. When it might be deemed flight worthy, however, isn't easy to estimate, he added.
But aside from NASA's three space shuttles, and their possible successors, there's little market to spur advances in tile research. "There are always opportunities for improvement in the TPS system," Carr said. "The thing is, there's not a whole lot pushing the state of ceramic tiles other than reusable manned systems like NASA's."
The last heat tile advancement to be applied directly to the shuttle program occurred in 1996, when NASA engineers developed the Toughened Unipiece Fibrous Insulation (TUFI), he added. The new tile is stronger than its earlier counterparts but also conducts more heat so, which limits its use to the orbiter's upper body flap and main engine area.
И ещё: http://www.sae.org/technical/papers/2002-01-2548
http://portal.acm.org/citation.cfm?id=888457
http://www.testpilot.ru/review/term.htm
ЦитироватьДругим фактором, существенно влияющим на работоспособность нагреваемой конструкции самолета, является эффект так называемых термических напряжений. Возникают они в результате температурных перепадов между внешними и внутренними поверхностями элементов, а особенно между обшивкой и внутренними элементами конструкции самолета. Поверхностный нагрев планера приводит к деформации его элементов. Например, может произойти такое коробление обшивки крыла, которое приведет к изменению аэродинамических характеристик. Поэтому во многих самолетах используется паяная (иногда клееная) многослойная обшивка, которая отличается высокой жесткостью и хорошими изоляционными свойствами, либо применяются элементы внутренней конструкции с соответствующими компенсаторами (например, в самолете F-105 стенки лонжерона изготовляются из гофрированного листа). Известны также опыты охлаждения крыла с помощью топлива (например, у самолета Х-15), протекающего под обшивкой на пути от бака до форсунок камеры сгорания. Однако при высоких температурах топливо обычно подвергается коксованию, поэтому такие опыты можно считать неудачными.
Сейчас исследуются различные методы, среди которых нанесение изоляционного слоя из тугоплавких материалов путем плазменного напыления. Другие считавшиеся перспективными методы не нашли применения. Среди прочего предлагалось использовать "защитный слой", создаваемый путем вдува газа на обшивку, охлаждение "выпотеванием" посредством подачи на поверхность сквозь пористую обшивку жидкости с высокой температурой испарения, а также охлаждение, создаваемое плавлением и уносом части обшивки (абляционные материалы).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЧтобы не париться с 1600С, а размазать тепловую нагрузку.
Как вы собираетесь "размазать" тепловую нагрузку по поверхности корабля? У вас есть идеи, как перетащить 1600С с передней кромки крыла на всю поверхность? ;)
Теплоносителем по всей конструкции гонять :D Пусть весь аппарат 1600С будет :D
Зря кстати смеетесь, если использовать тепловые трубки, они могут быть достаточно тонкие (для теплоносителя, похоже, подходит литий) можно при малой массе хладагента эффективно удалять тепло из зоны интенсивного нагрева. Сами трубки могут быть частью элементов жесткости корпуса. И не будет весь корпус 1600, гораздо ниже.
Поскольку зона нагрева расположена впереди, жидкий хладагент будет сам стекать в зону нагрева, испаряться при 13xx градусах и конденсироваться в холодной части корпуса, далее по кругу. Проблема в том что он при старте расплавится стечет назад, и там застнет. И не совсем понятно, успеет ли он расплавиться до перегрева носового конуса при спуске или нет.
Понятно что не 1600, но 200 градусов ведь не будет, с учетом того что остальные элементы поверхности (в т.ч. числе теневые) тоже греются. Тепло куда-то уводить надо. :cry:
В любом варианте активной системы охлаждения нужно иметь утилизатор тепла, будь то криогенное или эндотермическое топливо или еще чего нибудь.
Но к активным системам я отношусь немножечко предвзято. Сами понимаете что произойдет при прогаре одной из трубок
В 80-г где-то читал, что американцы изготовили пеновольфрам, может хотели использовать как ТЗП.
ЦитироватьЗря кстати смеетесь, если использовать тепловые трубки, они могут быть достаточно тонкие (для теплоносителя, похоже, подходит литий) можно при малой массе хладагента эффективно удалять тепло из зоны интенсивного нагрева. Сами трубки могут быть частью элементов жесткости корпуса. И не будет весь корпус 1600, гораздо ниже.
Вы уверены, что это имеет смысл? Что вы действительно сможете охладить носок? Там ведь тормозится воздушный поток... фактически, на носке крыла или фюзеляжа мы имеем околобесконечный источник тепловой энергии с фиксированной температурой. (Хотя, нет.. не бесконечный, конечно. Энергия потока, "упирающегося" в единицу площади обдуваемого объекта вполне конечна)
Да, вы можете снизить температуру поверхности, но при этом пропорционально увеличится теплопоток в стенку со стороны газа.
Вы снижаете температуру но увеличиваете теплопоток.
Частично этот трабл можно решить, подняв температуру "холодных" участков, уменьшив теплоподвод к ним (или даже начав отдавать тепло).
Ну весь расчет на то и идет, что спереди мы имеем бесконечный источник тепла (энергии), вся остальная поверхность излучает полученное тепло в пространство.
При какой температуре "тыловой" части корпуса установится равновесие, можно прикинуть. Излучение по закону Стефана-Больцмана растет Т^4 то есть в четвертой степени от температуры! :( Предположим что площадь тыловой части в 6 раз превосходит, ту которая подвержена нагреванию. Корень четвертой степени из 6 приблизительно 1,5651 Установившаяся температура излучающей поверхности порядка 1000 градусов Цельсия. Расчет неверный так как при 1600 нагретая часть и так все излучает в пространство, значит вся конструкция будет несколько холоднее хотя и не значительно. Но есть и переходные процессы - это все еще должно нагреться.
В общем конструкция выглядит малореальной, но кто знает...
Ну если трубка с литием лопнет будет красивый фейерверк. Возможно есть и другие подходящие теплоносители, не столь химически активные.
Цитировать... Но есть и переходные процессы - это все еще должно нагреться.
Вообще-то там ещё есть внешнее покрытие.
В 80 гг предпринимались попытки решить проблему отвода тепла с ультра теплонапряженных участков за счет термического разложения охлаждающей воды на водород и кислород. Но надо как-то связывать продукты реакции или же обеспечивать их пространственное разделение. Пытались использовать мембраны пропускающие водород, вымораживать продукты диссоциации. Были частичные успехи, но конструкциии обещали быть крайне сложные конструкционно и технологически и требующие длительной доводки. В девяностые все рухнуло в черную дыру, и поскольку работы были практически инициативные на неформальной кооперации найти концы практически очень сложно.
ЦитироватьЦитироватьЕссно, накапливает какую-то долю. Как и любая ТЗП - будь то абляционная или же шаттловская плитка.
Ну... абляционка все таки бОльшую часть тепла с собой уносит ))) Накапливается в ней совсем немного, насколько я помню )
Так и в плитке тоже накапливается совсем немного - немногим больше, чем в абляционной. А может быть, кстати, и меньше - как знать. Остальное - частично сбрасывается излучением, частично просто "не доходит".
А на Союзах, кстати, сам щит со всем накопившимся в нём теплом - сбрасывается.
ЦитироватьЦитироватьДержит бОльшие температуры, по ср. с плиткой (должна держать, во всяк. случае).
А это нам зачем? :) При торможении с НЗО трудно получить температуру, большую той что уже достигнута на шаттлах и капсульных СА )
Ы? Температура поверхности НИКОГДА не равна температуре самого потока.
Насколько сильно можно позволить нагреться самой поверхности - в этом проблема; какие теплопотоки она держит.
Разрешите поверхности бОльшие температуры, по сравнению с шаттлом - и корабль можно сажать, к примеру, при худшем аэродинамическом качестве, или же с большей нагрузкой.
ЦитироватьСамые горячие места, по крайней мере носок крыла на Буране, сделаны из углерод-углерода. Эти детали массивные, сами держат механическую нагрузку и довольно хорошо проводят тепло. Вот не это ли охлаждают после посадки?
Нет, охлаждают всю конструкцию. Именно металлическую, алюминиевую.
ЦитироватьЕсли модная тема - значит новая, то сразу на ум пришла металлическая абляционная теплозащита. Посмотрел, посчитал:
Неважная идея. Будет хуже нормальной абляционки.
Во-первых, уже потому, что теплопроводность любого металла существенно выше, чем у композитной абляционки - а это важно.
Во-вторых, абляционка выполняет функцию тепловой защиты вовсе не с помощью одного лишь "поглощения энергии влоб" на сублимацию.
ЦитироватьЦитироватьЗря кстати смеетесь, если использовать тепловые трубки, они могут быть достаточно тонкие (для теплоносителя, похоже, подходит литий) можно при малой массе хладагента эффективно удалять тепло из зоны интенсивного нагрева. Сами трубки могут быть частью элементов жесткости корпуса. И не будет весь корпус 1600, гораздо ниже.
Вы уверены, что это имеет смысл? Что вы действительно сможете охладить носок?
Ну а что не смочь - на Борах в чём-то родственное охлаждение носка крыла было (см. буран.ру): смоченный водой фетр, что ли, в носках крыла.
Вопрос только в массе.
Собственно, проблема теплозащиты вокруг этого в основном завязывается: можно ли обеспечить необходимую теплозащиту при умеренной массе (чтобы доля массы ТЗП была невелика). И желательно бы еще при умеренной цене, но такое ощущение, что об этом не всегда задумываются при решении задачи на оптимизацию, или же с введением этого доп. критерия задачка толком уже и не увязывается.
ЦитироватьА зачем, собственно говоря, мучится? 1600 С керамика держит и без абляции. Например, смешанные оксиды иттрия/алюминия, кремния/циркония, ряд боридов.
Ну во-первых, хотелось бы и больше 1600.
Во-вторых, этим добром надо покрывать большие площади, стыковать с несущей кострукцией, оно должно выдерживать ощутимые механические нагрузки (хоть и не слишком большие), иметь небольшой коэффициент теплового расширения, не бояться не просто высоких температур, а в окисляющей среде, не обладать поверхностной каталитической активностью (а то рекомбинация на поверхности диссоциировавших за скачком молекул воздуха даст добавочный приток тепла), не бояться влаги, иметь малую теплопроводность...
С металлической теплозащитой некоторые надежды связывают и в плане удешевления межполётного обслуживания - сейчас оно сильно дорогое: это и осмотр, и восстановление влагозащитного покрытия, и замена отвалившихся/покоцанных плиток, и т.д. и т.п....