Разработки ПКК от ЦиХ:

[Fakir]

Уффф... ну как можно настолько не понимать смысла прочитанного
Трудно было погуглить "sphere-cone"?
Нет, "Союз" - это не конус! Это затупленная конфигурация, в терминологии англых саксов - blunt body.

Замечательно, и что это за аппарат, который имел бы такую форму?

Уффф...  Опять за рыбу гроши...
Стардаст. Практически все марсианские СА. Зонд Галилео. Пионер-Венусы. Достаточно на первый раз?

Так что при скоростях когда "турбулизация" существенна можно наплевать на "теплопотоки".

Не порите чушь, ей больно.
У Стримфлоу спросите.
Между прочим, амы сейчас опасаются, что масса ТЗП "Ориона" увеличится на 20% - как раз из-за турбулизации погранслоя.

Кстати, что вы так упорно называете этим словом "теплопотоки", можно ТОЧНОЕ определение, если вас не затруднит, конечно.

Уже затрудняет. Потому что как-то в никуда разговор получается, элементарные вещи по три раза...

Это про марсианскую экспедицию, что ли?

Как один из вариантов рассматривалось возвращение с Марса.
 Книга 60-х годов.

А автор - кто? Насколько серьёзная книга-то? Как называется?

Рассматривались скорости входа в атмосферу до 20 км/с.

Размах...

Но если при таких скоростях у них конус типа аполлоновского - то, вероятно, либо книжка самого начала 60-х, либо авторы халявщики.

Варианты всё те же, конус с теплозащитой на основании и дельтовидный аппарат.

Конус - это в каком смысле конус? Носом куда?

Пилотируемых - конечно; завсегда. Больше толком перегрузки никак не снизить.

Но! Проблема в том, что при действительно больших скоростях входа в атмосферу ОДНОВРЕМЕННО обеспечить малость перегрузок и приемлимую массу теплозащиты крайне, крайне сложно, а, может быть, и вовсе невозможно на имеющемся техническом уровне. Ну разве что на многозаходную схему надежда...

Вы забыли про коридор входа в атмосферу.

С чего вы взяли?

Да, масса теплозащиты и вообще конструкции будет больше.
 Ну и что?

Ничего себе ну и что.

[Бродяга]

Замечательно, и что это за аппарат, который имел бы такую форму?

Уффф...  Опять за рыбу гроши...
Стардаст. Практически все марсианские СА. Зонд Галилео. Пионер-Венусы. Достаточно на первый раз?

Вай...
 Это "спускаемые аппараты"?
 И какие задачи решает эта "сфероконическая форма" — "чтобы оно не сгорело"?

Так что при скоростях когда "турбулизация" существенна можно наплевать на "теплопотоки".

Не порите чушь, ей больно.
У Стримфлоу спросите.
Между прочим, амы сейчас опасаются, что масса ТЗП "Ориона" увеличится на 20% - как раз из-за турбулизации погранслоя.

20% массы теплозащиты?
 Да, запросто, для СА "Союза" тоже увеличивали теплозащиту на теневой части. После ТОЧНОЙ оценки теплового режима.
 Я же говорил про оценку в первом приближении.

Кстати, что вы так упорно называете этим словом "теплопотоки", можно ТОЧНОЕ определение, если вас не затруднит, конечно.

Уже затрудняет. Потому что как-то в никуда разговор получается, элементарные вещи по три раза...

Тепловой поток это количество тепловой энергии, проходящее через какую-то поверхность в единицу времени.
 Вы же, почему-то, этим словом называете удельную мощность создаваемую аэродинамической силой.
 Кстати, а вы на какую площадь ту мощность делите?

 И не корчите из себя "мудрого физтеха", вы грамотно писать не умеете.

Как один из вариантов рассматривалось возвращение с Марса.
 Книга 60-х годов.

А автор - кто? Насколько серьёзная книга-то? Как называется?

А зачем вам это знать? Вы конструируете возвращаемые космические аппараты или хоть создаёте какие-то концепции для себя лично?

Рассматривались скорости входа в атмосферу до 20 км/с.

Размах...

Довольно странно слышать такое от человека рассуждающего о термоядерной энергетике и межзвёздных перелётах.

Но если при таких скоростях у них конус типа аполлоновского - то, вероятно, либо книжка самого начала 60-х, либо авторы халявщики.

Либо вы в этом ничего не понимаете, что скорее всего.

Варианты всё те же, конус с теплозащитой на основании и дельтовидный аппарат.

Конус - это в каком смысле конус? Носом куда?

Я же сказал, конус с теплозащитой на основании.
 "Типа аполлоновского", как вы изволили выразиться.

Вы забыли про коридор входа в атмосферу.

С чего вы взяли?

С того, что вы про коридор входа ничего не говорили.

Да, масса теплозащиты и вообще конструкции будет больше.
 Ну и что?

Ничего себе ну и что.

Ну не 10% масса теплозащиты, а 20%, что с того-то?
 Fakir вы мыслите как бакалейщик.

[Fakir]

И какие задачи решает эта "сфероконическая форма" — "чтобы оно не сгорело"?

Совершенно верно. При тех скоростях для затупленной формы никакой массы абляционки не напасёшься.

Да, запросто, для СА "Союза" тоже увеличивали теплозащиту на теневой части. После ТОЧНОЙ оценки теплового режима.
 Я же говорил про оценку в первом приближении.

Точная оценка - это оксюморон.
Увы, пока что однозначного точного счёта таких тепловых задач делать не умеет никто. Немного счёта, немного эксперимента, коэффициент запаса от балды 1,5-2... а потом выясняется, что нехватило - как вот с Орионом выходит.
И проблема как раз в том, что турбулентный погранслой - переход к нему считать толком не умеют.

Тепловой поток это количество тепловой энергии, проходящее через какую-то поверхность в единицу времени.

Именно.

Вы же, почему-то, этим словом называете удельную мощность создаваемую аэродинамической силой.

Ы?!

Кстати, а вы на какую площадь ту мощность делите?

Какая площадь?! Теплопоток (Heat flux по-ихнему) - величина локальная!

Как один из вариантов рассматривалось возвращение с Марса.
 Книга 60-х годов.

А автор - кто? Насколько серьёзная книга-то? Как называется?

А зачем вам это знать? Вы конструируете возвращаемые космические аппараты или хоть создаёте какие-то концепции для себя лично?

Послушайте, у вас в кои-то веки появилась возможность выдать полезную информацию, а не белый шум - так неужели это настолько сложно сделать?

Рассматривались скорости входа в атмосферу до 20 км/с.

Размах...

Довольно странно слышать такое от человека рассуждающего о термоядерной энергетике и межзвёздных перелётах.

Да речь не о собственно скорости - её-то достичь можно - а именно о связанных с такими большими скоростями проблемами входа.

Вы забыли про коридор входа в атмосферу.

С чего вы взяли?

С того, что вы про коридор входа ничего не говорили.[/quote]

Я в этом посте и про таблицу умножения ничего не говорил - что с того-то?
"Фурманов, у тебя спички есть? - Нет - Значит, ты импотент"

Да, масса теплозащиты и вообще конструкции будет больше.
 Ну и что?

Ничего себе ну и что.

Ну не 10% масса теплозащиты, а 20%, что с того-то?
 Fakir вы мыслите как бакалейщик.

А 50%, а то и 90% от всего веса СА - не хотите? А так вполне получается, если считать влоб, для аппарата малого качества и затупленной форме, да при приемлимых для пилотируемого корабля перегрузках
По крайней мере, при "однозаходной" схеме.

[Бродяга]

И какие задачи решает эта "сфероконическая форма" — "чтобы оно не сгорело"?

Совершенно верно. При тех скоростях для затупленной формы никакой массы абляционки не напасёшься.

Да ну? Чем это плоха затуплённая форма? Можете основательно показать, что для плоского теплозащитного щита потребуется более массивная теплозащита?

 Я, кстати, догадываюсь зачем нужен этот "сфероконус", вам эта причина и в голову не приходила, скорее всего.

Да, запросто, для СА "Союза" тоже увеличивали теплозащиту на теневой части. После ТОЧНОЙ оценки теплового режима.
 Я же говорил про оценку в первом приближении.

Точная оценка - это оксюморон.
Увы, пока что однозначного точного счёта таких тепловых задач делать не умеет никто. Немного счёта, немного эксперимента, коэффициент запаса от балды 1,5-2... а потом выясняется, что нехватило - как вот с Орионом выходит.
И проблема как раз в том, что турбулентный погранслой - переход к нему считать толком не умеют.

А что-то "считать толком" умеют, например вы умеете?
 Покажите мне формально, что тормозящееся тело нагреется вообще, если исключить излучение от плазмы.

 Допустим, я утверждаю, что тело при торможении в атмосфере вообще не нагреется, с какой стати ему нагреваться, если всю энергию унесёт разогретый газ.
 Можете ФОРМАЛЬНО опровергнуть это предположение?

 Когда сделаете это, можете дальше бормотать о "турбулентном погранслое", я красивые наукообразные слова тоже знаю, целую кучу.

Тепловой поток это количество тепловой энергии, проходящее через какую-то поверхность в единицу времени.

Именно.

Вы же, почему-то, этим словом называете удельную мощность создаваемую аэродинамической силой.

Ы?!

Кстати, а вы на какую площадь ту мощность делите?

Какая площадь?! Теплопоток (Heat flux по-ихнему) - величина локальная!

Объясняю ещё раз "для бывших студентов ФизТеха".
 Берём СА "Союза" и запихиваем в печь с внутренней температурой 800C, через часок он расплавится ко всем чертям.
 При этом СА "Союза" никуда не движется, в атмосфере не тромозит, но есть тепловой поток, это тепловой поток через поверхность СА "Союза" к его конструкции.

 В случае торможения СА "Союза" в атмосфере вы имеете в виду этот тепловой поток или какой другой?
 Потому что этот тепловой поток целиком зависит от конструкции теплозащиты и спускаемого аппарата, мало того, он может быть ОТРИЦАТЕЛЬНЫМ при спуске в атмосфере спускаемый аппарат может остывать.
 Да-да, при желании можно его заставить остыть настолько, что космонавты внутри замёрзнут и превратятся в замороженные трупы.

Послушайте, у вас в кои-то веки появилась возможность выдать полезную информацию, а не белый шум - так неужели это настолько сложно сделать?

Умерьте спесь, если вы чего просите, делайте это в вежливой форме.
 Тем более, что вы оцифрованную часть этой книги на форуме видели и особо не заинтересовались содеражательной частью.

Рассматривались скорости входа в атмосферу до 20 км/с.

Размах...

Довольно странно слышать такое от человека рассуждающего о термоядерной энергетике и межзвёздных перелётах.

Да речь не о собственно скорости - её-то достичь можно - а именно о связанных с такими большими скоростями проблемами входа.

В своё время некоторые академики заявляли, что нельзя сделать теплозащиту для боеголовки...

С того, что вы про коридор входа ничего не говорили.

Я в этом посте и про таблицу умножения ничего не говорил - что с того-то?
"Фурманов, у тебя спички есть? - Нет - Значит, ты импотент"

Да вы как-то и раньше в основном про теплозащиту и только про теплозащиту.

Ну не 10% масса теплозащиты, а 20%, что с того-то?
 Fakir вы мыслите как бакалейщик.

А 50%, а то и 90% от всего веса СА - не хотите? А так вполне получается, если считать влоб, для аппарата малого качества и затупленной форме, да при приемлимых для пилотируемого корабля перегрузках
По крайней мере, при "однозаходной" схеме.

Прошу прощения, не как бакалейщик, а как неглупый школьник старших классов средней школы.
 Да, если считать, что масса теплозащиты пропорциональна энергии торможения, то для 15-20 км/с получатся эти 50-90% массы.
 А это так, можете показать, что масса теплозащиты пропорциональна начальной энергии тела тормозящего в атмосфере?

[Chilik]

Про форму пепелаца говорить не буду, ибо в этом ничего не понимаю.

Покажите мне формально, что тормозящееся тело нагреется вообще, если исключить излучение от плазмы.
Допустим, я утверждаю, что тело при торможении в атмосфере вообще не нагреется, с какой стати ему нагреваться, если всю энергию унесёт разогретый газ.
 Можете ФОРМАЛЬНО опровергнуть это предположение?

"Элементарно, Ватсон!" (C)
В системе отсчёта СА образуется стоячая ударная волна. На фронте волны тормозящийся поток будет разогреваться. Дальше можно решать стационарное уравнение теплопроводности с гранусловиями : один торец - холодный СА, второй торец - горячий фронт ударной волны. Поток тепла будет от потока к СА. Всегда. Вне зависимости от того, какая часть энергии будет уходить с потоком и какой конкретно механизм передачи тепла (теплопроводность, излучение или конвекция). Второе начало термодинамики в чистом виде.

Когда сделаете это, можете дальше бормотать о "турбулентном погранслое", я красивые наукообразные слова тоже знаю, целую кучу.

А чем не нравится "турбулентный погранслой"? Просто вопрос. Разве есть более корректный термин?
То, что турбулентность считать не умеют, конечно, преувеличение. Но только для простых случаев. Да и то, количественные оценки получаются с очень большим трудом. Торможение тела на гиперзвуке простым случаем не является (гидродинамическое приближение работать не будет, скорее всего, поэтому нужно честно решать кинетические уравнения, а это совсем другой порядок сложности).

Потому что этот тепловой поток целиком зависит от конструкции теплозащиты и спускаемого аппарата, мало того, он может быть ОТРИЦАТЕЛЬНЫМ при спуске в атмосфере спускаемый аппарат может остывать.

Не бывает в обсуждаемых условиях. Выше уже приводил простую схему: переходим в систему отсчёта СА и тупо применяем второе начало термодинамики. На самом деле, Ваше утверждение можно реализовать в принципе: схема типа "потеющий мужик перед вентилятором". Но это разговор из другой оперы.

А это так, можете показать, что масса теплозащиты пропорциональна начальной энергии тела тормозящего в атмосфере?

Справедливость этого утверждения зависит просто от модели того, что за механизм работы теплозащиты конкретно рассматривается. Если можем обойтись уносом энергии за счёт теплового излучения - то одна ситуация. Которая была реализована в схемах с красивым наукообразным названием "аэробрейкинг", например. Если же схема с абляционным покрытием или внутренними тепловыми аккумуляторами - то таки да, и для первого, и для второго случая есть вполне конкретная величина энтальпии в Дж/кг, которую такая теплозащита может переварить. Тогда из полной энергии в Дж получаем потребную массу ТЗП в кг. Пропроционально полной кинетической энергии аппарата. Естественно, в реальной жизни работают в разной мере все механизмы. Условно можно считать, что примерно киловатт с квадратного сантиметра излучение может унести, но только в течение относительно короткого времени и в вакууме.

[Fakir]

То, что турбулентность считать не умеют, конечно, преувеличение.

Речь была именно о СА.
Толком пока не могут, НЯЗ, сосчитать, "где кончается Белинский, и где начинается Достоевский".
Именно что переход ламинарный-турбулентный - разница в теплопереносе радикальная, а привходящие обстоятельства очень сложны - неизвестная шероховатость обгорающей поверхности, поток газов из собственно материала, и т.д. и т.п.
 

Торможение тела на гиперзвуке простым случаем не является (гидродинамическое приближение работать не будет, скорее всего, поэтому нужно честно решать кинетические уравнения, а это совсем другой порядок сложности).

Да ну что вы!
Вполне работает гидродинамическая модель, более чем.
Правда, для больших скоростей уже лучше применять не "классическую" модель идеального газа, а модифицированные модели, их несколько штук есть, разной степени приближения к достоверности - с учётом диссоциации, химии всякой в потоке, "замороженности", потом - излучения...
Но тем не менее при всех наворотах это вполне гидродинамические модели. Никакой кинетики.

[Chilik]

Но тем не менее при всех наворотах это вполне гидродинамические модели. Никакой кинетики.

В этом я тоже не эксперт.
Просто не очень понимаю, как будет осуществляться обработка излучения в гидродинамике. Поскольку одноатомные газы в атмосфере - не главное, а у остальных мощные молекулярные полосы поглощения в ИК, то оптическая прозрачность среды будет изменяться очень сильно. Как в гидродинамике учитывают дальнодействие? Я просто не знаю. Стандартные счётные методы типа искусственной вязкости для сглаживания фронтов, видимо, могут сработать, но, опять же, это некое ковыряние модели руками с соответствующей достоверностью ответа. Плюс геморрой с возбуждением и ионизацией-диссоциацией. Хотя это, видимо, можно феноменологически вводить.

[Fakir]

Cм., например, Полежаева, "Тепловая защита" - там, если память не изменяет, различные модели разбираются достаточно подробно.

А излучение - ну как обычно учитывается... константами, кривыми, характерной оптической толщиной по сравнению с характерными размерами и т.д. и т.п.  Феноменология унд эмпирика, ага. То же самое с диссоциациями-рекомбинациями и химией.
Спектры у горячего газа, конечно, при характерных толщинах линейчатые.
Но некоторое упрощение можно получить из-за того, что, как правило, поглощением можно пренебречь - то есть рассматривать только собственно излучение, без "лучистого теплопереноса" между разными элементами собственно газа.
Только для очень больших скоростей (следовательно - мощных лучистых теплопотоков) приходится учитывать "предпогрев" среды еще перед ударной волной.

Покопался, кой-чего нашёл, но под рукой только по-аглицки подвернулось описание основных моделей "гидродинамического базирования":

_______________________________________________________________

There are four basic physical models of a gas that are important to aeronautical engineers who design heat shields:


Perfect gas model

Almost all aeronautical engineers are taught the perfect (ideal) gas model during their undergraduate education. Most of the important perfect gas equations along with their corresponding tables and graphs are shown in NACA Report 1135.[5] Excerpts from NACA Report 1135 often appear in the appendices of thermodynamics textbooks and are familiar to most aeronautical engineers who design supersonic aircraft.

Perfect gas theory is elegant and extremely useful for designing aircraft but assumes the gas is chemically inert. From the standpoint of aircraft design, air can be assumed to be inert for temperatures less than 550 K at one atmosphere pressure. Perfect gas theory begins to break down at 550 K and is not usable at temperatures greater than 2000 K. For temperatures greater than 2000 K, a heat shield designer must use a real gas model.


Real (equilibrium) gas model

The real gas equilibrium model is normally taught to aeronautical engineers studying towards a master's degree. Not surprisingly, it is a common error for a bachelor's-level engineer to incorrectly use perfect-gas theory on a hypersonic design. An entry vehicle's pitching moment can be significantly influenced by real-gas effects. Both the Apollo-CM and the Space Shuttle were designed using incorrect pitching moments determined through inaccurate real-gas modeling. The Apollo-CM's trim-angle angle-of-attack was higher than originally estimated, resulting in a narrower lunar return entry corridor. The actual aerodynamic center of the Columbia was upstream from the calculated value due to real-gas effects. On Columbia's maiden flight (STS-1), astronauts John W. Young and Robert Crippen had some anxious moments during reentry when there was concern about losing control of the vehicle.

An equilibrium real-gas model assumes that a gas is chemically reactive but also assumes all chemical reactions have had time to complete and all components of the gas have the same temperature (this is called thermodynamic equilibrium). When air is processed by a shock wave, it is superheated by compression and chemically dissociates through many different reactions (contrary to myth, friction is not the main cause of shock-layer heating). The distance from the shock wave to the stagnation point on the entry vehicle's leading edge is called shock wave stand off. An approximate rule of thumb for shock wave standoff distance is 0.14 times the nose radius. One can estimate the time of travel for a gas molecule from the shock wave to the stagnation point by assuming a free stream velocity of 7.8 km/s and a nose radius of 1 meter, i.e. time of travel is about 18 microseconds. This is roughly the time required for shock-wave-initiated chemical dissociation to approach chemical equilibrium in a shock layer for a 7.8 km/s entry into air during peak heat flux. Consequently, as air approaches the entry vehicle's stagnation point, the air effectively reaches chemical equilibrium thus enabling an equilibrium model to be usable. For this case, most of the shock layer between the shock wave and leading edge of an entry vehicle is chemically reacting and not in a state of equilibrium. The Fay-Riddell equation, which is of extreme importance towards modeling heat flux, owes its validity to the stagnation point being in chemical equilibrium. It should be emphasized that the time required for the shock layer gas to reach equilibrium is strongly dependent upon the shock layer's pressure. For example, in the case of the Galileo Probe's entry into Jupiter's atmosphere, the shock layer was mostly in equilibrium during peak heat flux due to the very high pressures experienced (this is counter intuitive given the free stream velocity was 39 km/s during peak heat flux) .

Determining the thermodynamic state of the stagnation point is more difficult under an equilibrium gas model than a perfect gas model. Under a perfect gas model, the ratio of specific heats (also called "isentropic exponent", adiabatic index, "gamma" or "kappa") is assumed to be constant along with the gas constant. For a real gas, the ratio of specific heats can wildly oscillate as a function of temperature. Under a perfect gas model there is an elegant set of equations for determining thermodynamic state along a constant entropy stream line called the isentropic chain. For a real gas, the isentropic chain is unusable and a Mollier diagram would be used instead for manual calculation. However graphical solution with a Mollier diagram is now considered obsolete with modern heat shield designers using computer programs based upon a digital lookup table (another form of Mollier diagram) or a chemistry based thermodynamics program. The chemical composition of a gas in equilibrium with fixed pressure and temperature can be determined through the Gibbs free energy method. Gibbs free energy is simply the total enthalpy of the gas minus its total entropy times temperature. A chemical equilibrium program normally does not require chemical formulas or reaction rate equations. The program works by preserving the original elemental abundances specified for the gas and varying the different molecular combinations of the elements through numerical iteration until the lowest possible Gibbs free energy is calculated (a Newton-Raphson method is the usual numerical scheme). The data base for a Gibbs free energy program comes from spectroscopic data used in defining partition functions. Among the best equilibrium codes in existence is the program Chemical Equilibrium with Applications (CEA) which was written by Bonnie J. McBride and Sanford Gordon at NASA Lewis (now renamed "NASA Glenn Research Center"). Other names for CEA are the "Gordon and McBride Code" and the "Lewis Code". CEA is quite accurate up to 10,000 K for planetary atmospheric gases but unusable beyond 20,000 K (double ionization is not modeled). CEA can be downloaded from the Internet along with full documentation and will compile on Linux under the G77 Fortran compiler.


Real (non-equilibrium) gas model

A non-equilibrium real gas model is the most accurate model of a shock layer's gas physics but is more difficult to solve than an equilibrium model. The simplest non-equilibrium model is the Lighthill-Freeman model.[6][7] The Lighthill-Freeman model initially assumes a gas made up of a single diatomic species susceptible to only one chemical formula and its reverse, e.g. N2

[Бродяга]

Про форму пепелаца говорить не буду, ибо в этом ничего не понимаю.

Очень мудро сказано.
 В общем случае, при произвольной форме пепелаца, как я понял, вообще никто ничего не понимает.

Покажите мне формально, что тормозящееся тело нагреется вообще, если исключить излучение от плазмы.
Допустим, я утверждаю, что тело при торможении в атмосфере вообще не нагреется, с какой стати ему нагреваться, если всю энергию унесёт разогретый газ.
 Можете ФОРМАЛЬНО опровергнуть это предположение?

"Элементарно, Ватсон!" (C)
В системе отсчёта СА образуется стоячая ударная волна. На фронте волны тормозящийся поток будет разогреваться. Дальше можно решать стационарное уравнение теплопроводности с гранусловиями : один торец - холодный СА, второй торец - горячий фронт ударной волны. Поток тепла будет от потока к СА. Всегда. Вне зависимости от того, какая часть энергии будет уходить с потоком и какой конкретно механизм передачи тепла (теплопроводность, излучение или конвекция). Второе начало термодинамики в чистом виде.

С этим невозможно спорить.
 Есть какое-то количество очень горячего газа, которое некоторое время болтается возле тела тормозящего в атмосфере.
 Явно, какое-то количество тепла должно быть передано этому тормозящему телу.

 Но, откуда видно, что телу будет передано существенное количество тепла?

Когда сделаете это, можете дальше бормотать о "турбулентном погранслое", я красивые наукообразные слова тоже знаю, целую кучу.

А чем не нравится "турбулентный погранслой"? Просто вопрос. Разве есть более корректный термин?
То, что турбулентность считать не умеют, конечно, преувеличение. Но только для простых случаев. Да и то, количественные оценки получаются с очень большим трудом. Торможение тела на гиперзвуке простым случаем не является (гидродинамическое приближение работать не будет, скорее всего, поэтому нужно честно решать кинетические уравнения, а это совсем другой порядок сложности).

Мне не нравится Fakir с его претензией на всезнайство и орфографическими ошибками.

Потому что этот тепловой поток целиком зависит от конструкции теплозащиты и спускаемого аппарата, мало того, он может быть ОТРИЦАТЕЛЬНЫМ при спуске в атмосфере спускаемый аппарат может остывать.

Не бывает в обсуждаемых условиях. Выше уже приводил простую схему: переходим в систему отсчёта СА и тупо применяем второе начало термодинамики. На самом деле, Ваше утверждение можно реализовать в принципе: схема типа "потеющий мужик перед вентилятором". Но это разговор из другой оперы.

Простенько.
 Тащим с собой ёмкость с чем-то криогенным, через теплозащиту пропущена система трубок, которая осуществляет её непрерывное охлаждение при торможении, нагревшийся хладагент выбрасывается возле поверхности.
 При этом СА может замёрзнуть.

 Сложнее, "без расхода массы аппарата".
 Снимаем МГД-генератором часть энергии с плазмы вне аппарата и эту энергию расходуем на его охлаждение. Не забывайте, что существующие СА и так не нагреваются выше допустимых температур, а мы его ещё и охлаждать будем.
 Не устраивает МГД-генератор, тащим с собой небольшой ядерный реактор, который является источником энергии.

 Радиатором для охлаждения аппарата в обоих случаях будет горячая панель в "теневой" части спускаемого аппарата.
 (Вообще радиатор это самая сложная часть реализации этой идеи.)

А это так, можете показать, что масса теплозащиты пропорциональна начальной энергии тела тормозящего в атмосфере?

Справедливость этого утверждения зависит просто от модели того, что за механизм работы теплозащиты конкретно рассматривается. Если можем обойтись уносом энергии за счёт теплового излучения - то одна ситуация. Которая была реализована в схемах с красивым наукообразным названием "аэробрейкинг", например. Если же схема с абляционным покрытием или внутренними тепловыми аккумуляторами - то таки да, и для первого, и для второго случая есть вполне конкретная величина энтальпии в Дж/кг, которую такая теплозащита может переварить. Тогда из полной энергии в Дж получаем потребную массу ТЗП в кг. Пропроционально полной кинетической энергии аппарата. Естественно, в реальной жизни работают в разной мере все механизмы. Условно можно считать, что примерно киловатт с квадратного сантиметра излучение может унести, но только в течение относительно короткого времени и в вакууме.

А кто вам сказал, что передача энергии теплозащите аппарата будет возрастать пропорционально возрастанию энергии аппарата?
 Вы вообще понимаете как работает абляционная теплозащита?

 Кроме того, меня удивляют рассуждения о "гидродинамической модели" для газа с плотностью граммы—десятые доли грамма на кубометр.
 Что в данном случае называется «гидродинамической моделью»?

[Chilik]

Кроме того, меня удивляют рассуждения о "гидродинамической модели" для газа с плотностью граммы—десятые доли грамма на кубометр.
 Что в данном случае называется «гидродинамической моделью»?

Это - стандартное красивое наукообразное название. Если совсем грубо, то систему, в которой длина свободного пробега частиц много меньше характерных размеров, на которых происходит существенное изменение параметров, можно описывать в рамках простых гидродинамических моделей. Вне зависимости от плотности. Система уравнений зависит от того, что за процессы конкретно включаются в рассмотрение. Обычный набор - что-то типа:
- энергобаланс (закон сохранения энергии)
- уравнения движения (закон сохранения импульса)
- уравнения непрерывности (сохранение количества частиц)
- уравнения теплопроводности.
Излучение - вопрос сложный. Там, где его нужно учитывать честно (к примеру, лазерный УТС), коды сильно усложняются.

[Chilik]

А кто вам сказал, что передача энергии теплозащите аппарата будет возрастать пропорционально возрастанию энергии аппарата?
 Вы вообще понимаете как работает абляционная теплозащита?

По последнему вопросу: я не знаю, как конкретно устроена абляционная теплозащита того, что должно входить в атмосферу с космической скоростью. Но как разрушаются конструкционные материалы под воздействием больших тепловых потоков - знаю достаточно хорошо.
Про пропорциональность передачи энергии теплозащите - а куда ж она, рОдная, денется? Есть энергия у СА, часть уходит в излучение. Всё остальное должна принять теплозащита.
Ваши примеры с холодильниками тоже в это описание ложатся: какая нам разница, сгорит слой на щите или нужно будет иметь запас криоагента. В случае с холодильником, кстати, скорее всего потребная масса больше будет, просто обычно числа так устроены.

[integrall]

А кто вам сказал, что передача энергии теплозащите аппарата будет возрастать пропорционально возрастанию энергии аппарата?
 Вы вообще понимаете как работает абляционная теплозащита?

По последнему вопросу: я не знаю, как конкретно устроена абляционная теплозащита того, что должно входить в атмосферу с космической скоростью. Но как разрушаются конструкционные материалы под воздействием больших тепловых потоков - знаю достаточно хорошо.
Про пропорциональность передачи энергии теплозащите - а куда ж она, рОдная, денется? Есть энергия у СА, часть уходит в излучение. Всё остальное должна принять теплозащита.
Ваши примеры с холодильниками тоже в это описание ложатся: какая нам разница, сгорит слой на щите или нужно будет иметь запас криоагента. В случае с холодильником, кстати, скорее всего потребная масса больше будет, просто обычно числа так устроены.

Здесь ключевое слово абляционная теплозащита.
Большая часть энергии уходит в излучение.

[Fakir]

Кто вам сказал такую ахинею?!! И почему вы ему поверили?!! С абляционной даже близко не так.

[jettero]

Здесь ключевое слово абляционная теплозащита.

абляция это от латинского ablatio, что означает удаление
в общем это защита, где энергия забирается на плавление-испарение покрытия или возгонку и перегретые продукты реакции потом уносятся потоком

[Fakir]

А кто вам сказал, что передача энергии теплозащите аппарата будет возрастать пропорционально возрастанию энергии аппарата?

Про пропорциональность передачи энергии теплозащите - а куда ж она, рОдная, денется? Есть энергия у СА, часть уходит в излучение. Всё остальное должна принять теплозащита.

Если бы "всё остальное" принимала теплозащита, чёрта с два бы хоть что-то удавалось посадить
Она принимает только очень малую долю энергии СА.

Но с пропорциональностью на самом деле там сильно хитрее - она очень неоднозначная. Например, даже в самом простом случае баллистического спуска она зависит от максимальных перегрузок - чем выше перегрузки, тем меньше суммарный приток тепла за спуск.

[jettero]

Сейчас подумал, а охлаждение через испарение пота, тоже почти подпадает под определение абляции (почти, потому что пот не слой покрытия), то есть можно сказать у человека абляционная теплозащита

[Fakir]

Ну в некотором приближении - да
Транспирационная теплозащита во многом (хотя и далеко не во всём) близка абляционной, уравнения почти те же, и во многом (хотя и не во всём) сходные механизмы теплопоглощения/изоляции.

[SpaceR]

Ну в некотором приближении - да
Транспирационная теплозащита во многом (хотя и далеко не во всём) близка абляционной, уравнения почти те же, и во многом (хотя и не во всём) сходные механизмы теплопоглощения/изоляции.

Fakir, а можно ли численно понять ее возможности?
Сколько, к примеру, энергии может унести 1 кг фенольно-эпоксидной (или какая там более распространена) ТЗП по сравнению с 1 кг воды ?
Начальная температура того и другого по 300К.

[Fakir]

Не, я вам так навскидку не скажу - не хочу соврать.
Это в литературе копаться надо. Кажись, в одном из насавских доках рассматривался вопрос, но не помню, с водой ли, и по всем ли случаям приводилась цифирь.

Но в любом случае, транспирация обеспечит поглощения меньшего количества тепла при "расходе" той же массы - это 100%.
Вопрос только, насколько именно меньше. Скорее всего - в единицы раз.

Помимо собственно теплоты поглощения за сч. фазового перехода в работе абляционного материала есть еще несколько важных нюансов - например, обугливание основы (которое у транспирации отсутствует по определению, ясное дело).

Плюс лишняя масса - насосы.

[SpaceR]

...в любом случае, транспирация обеспечит поглощения меньшего количества тепла при "расходе" той же массы - это 100%.
Вопрос только, насколько именно меньше. Скорее всего - в единицы раз.

Помимо собственно теплоты поглощения за сч. фазового перехода в работе абляционного материала есть еще несколько важных нюансов - например, обугливание основы (которое у транспирации отсутствует по определению, ясное дело).

Под "обугливанием основы" надо понимать поглощение энергии на химическое расщепление молекул? Или что-то ещё?