ГИБКАЯ СИСТЕМА ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ СПУСКАЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
FLEXIBLE SYSTEM OF DESCENT SPACECRAFT THERMAL PROTECTION

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам тепловой защиты поверхности спускаемых в атмосфере планет космических аппаратов.
Известна двухслойная система теплозащиты жесткого корпуса спускаемого в атмосфере космического аппарата, содержащая теплоизоляционный слой и установленный на нем теплозащитный слой (Проблемы механики и теплообмена в космической технике. /Под ред. О.М.Белоцерковского, М., "Машиностроение", 1982, с.60 [1]).
Теплоизоляционный слой такой теплозащиты выполнен из теплоизоляционного материала низкой плотности и теплопроводности, например стеклосотовой конструкции, а теплозащитный - из плотного сублимирующего, например композитного материала. Защита корпуса спускаемого аппарата от температурного воздействия газового потока в этом случае обеспечивается интенсивным уносом тепла при испарении сублимирующего материала и низкой теплопроводностью стеклосот.
Эта система является жесткой, что затрудняет ее установку на криволинейных участках корпуса спускаемого аппарата и делает невозможным ее применение для защиты гибких элементов конструкции аппарата.
Известна также система теплозащиты спускаемого космического аппарата при движении его в атмосфере по патенту США №6,497,390 (опубл. 24.12.2002 [2]). Эта система включает гибкий теплоизоляционный мат, пакет из одного или нескольких слоев гибкого тканевого материала, прикрепляемый к мату с помощью клея, кнопок или пуговиц, и размещаемое на наружной поверхности пакета облицовочное покрытие из неорганического материала, обеспечивающее газонепроницаемость теплозащиты. Данная система достаточно эффективно экранирует тепло от внешнего теплового потока к корпусу на участках, обтекаемых горячим газовым потоком.
Однако вследствие использования описанных средства соединения частей эта система обладает недостаточной гибкостью и трансформируемостью. Поэтому система пригодна лишь для защиты спускаемых аппаратов, имеющих поверхность несложной формы, с которой она может быть легко сопряжена. По этой же причине она также не пригодна для теплозащиты спускаемого космического аппарата, имеющего надувные элементы конструкции, в частности надувное тормозное устройство, так как не может быть уложена вместе с гибкой оболочкой, образующей эти элементы, в компактный объем. Это обусловлено тем, что надувные элементы, например надувное тормозное устройство, используемое для эффективного торможения спускаемого аппарата в атмосфере, в рабочем (развернутом) положении существенно увеличивают поперечные размеры аппарата, в результате чего они превышают внутренние размеры головных обтекателей ракет-носителей. Поэтому в транспортном (нерабочем) положении оболочка этого устройства должна быть свернута вместе с теплозащитой в компактный объем. Кроме того, конструкция данной системы сложна, так как содержит большое количество клеевых и других скрепляющих слои между собой элементов и поэтому недостаточно надежна в эксплуатации.
Известная система теплозащиты спускаемого космического аппарата по патенту США №6,497,390 [2] наиболее близка к системе по предлагаемому изобретению.
Предлагаемое изобретение направлено на получение технического результата, заключающегося в обеспечении большей гибкости и трансформируемости системы теплозащиты, в том числе для укладывания этой системы вместе с оболочкой надувного элемента космического аппарата, например надувного тормозного устройства в компактный объем, при одновременном упрощении конструкции системы теплозащиты и повышении ее надежности.
Согласно предлагаемому изобретению система теплозащиты спускаемого космического аппарата, как и указанная наиболее близкая к ней известная, содержит расположенные последовательно гибкий теплоизоляционный мат и теплозащитный пакет, включающий несколько слоев термостойкого тканевого материала.
Для достижения указанного технического результата в предлагаемой системе, в отличие от наиболее близкой к ней известной, гибкий теплоизоляционный мат выполнен многослойным и помещен в чехол из температуростойкой ткани, каждый слой термостойкого тканевого материала указанного теплозащитного пакета пропитан и покрыт сублимирующим веществом, при этом толщина покрытия разных слоев неодинакова и увеличивается по мере удаления слоя от теплоизоляционного мата.
Слои гибкого теплоизоляционного мата, чехол из температуростойкой ткани, в который он помещен, и слои теплозащитного пакета соединены друг с другом по торцевым кромкам. При этом все указанные слои и чехол установлены с возможностью их свободного относительного перемещения, за исключением указанных соединенных торцевых кромок.
Каждый слой теплоизоляционного мата может представлять собой пленку экранновакуумной теплоизоляции, с металлизированной поверхностью, обращенной в сторону теплозащитного пакета. При этом каждый из этих слоев отделен от ближайшего к нему такого же слоя прокладкой для предотвращения слипания с ним и размещен со свободой перемещения относительно других слоев, а прокладка может быть выполнена в виде разреженной сетки.
Противоположные края соединенных друг с другом торцевых кромок гибкого теплоизоляционного мата, чехла из температуростойкой ткани и теплозащитного пакета могут быть скреплены друг с другом с образованием замкнутого полотнища, а свободные края этого полотнища могут быть усилены окантовкой с элементами крепления к жестким частям спускаемого космического аппарата, распределенными по всей длине окантовки.
Благодаря выполнению предлагаемой системы теплозащиты из гибких элементов с возможностью свободного перемещения этих элементов (слои теплозащитного пакета, теплозащитный пакет, гибкий теплоизоляционный мат, его слои и чехол, в который он помещен) относительно друг друга увеличивается гибкость системы. Кроме того, появляется возможность трансформирования ее формы, в частности становится возможным укладывание этой системы вместе с оболочкой надувного элемента космического аппарата (тормозного устройства спускаемого аппарата) в компактный объем, а после приведения в действие надувного элемента такое выполнение системы обеспечивает принятие ею формы этого элемента (надувного тормозного устройства) и поэтому способствует наилучшему осуществлению функции теплозащиты. Вместе с тем, свободное перемещение элементов системы теплозащиты относительно друг друга предохраняет их от повреждения при указанных изменениях формы, имеющих место при использовании системы, и способствует повышению ее надежности. Возможность отмеченного свободного перемещения, в свою очередь, освобождает систему от необходимости иметь кнопки, пуговицы, жидкие (клеевые) "гвозди", усеивающие площадь теплозащиты в наиболее близкой известной системе и изменяющие к тому же однородность структуры системы. Данная особенность предлагаемой системы одновременно с ее упрощением и повышением надежности способствует также увеличению гибкости.
Выполнение гибкого теплоизоляционного мата из нескольких слоев в виде пленки экранновакуумной теплоизоляции тоже положительно сказывается на надежности системы, так как пленка - наиболее однородный по структуре материал, а для теплозащиты очень важно, чтобы ее свойства по толщине (теплопроводность, теплоемкость, плотность и др.) были одинаковыми в каждой точке ее поверхности. Вместе с тем пленка - гибкий материал, и такое выполнение одновременно способствует обеспечению гибкости системы. Наличие у пленочных слоев металлизированных поверхностей, обращенных в сторону теплозащитного пакета, позволяет уменьшить количество слоев, благодаря отражению тепла от указанных поверхностей. Это, в свою очередь, способствует как повышению гибкости системы, так и повышению ее надежности. Наличие указанных выше прокладок между пленочными слоями предотвращает слипание пленок, которое могло бы препятствовать свободному взаимному перемещению их поверхностей. Помимо этого прокладка в виде разреженной сетки открывает значительную часть площади поверхности пленки теплоизоляционного мата, отражающей тепловой поток в сторону теплозащитного пакета.
Благодаря тому, что толщина покрытия из сублимирующего материала на тканевом материале слоев теплозащитного пакета превышает толщину самого материала, становится возможным увеличить массу этого вещества без увеличения массы тканевого материала. При этом описанное увеличение толщины покрытия по мере удаления слоя от стороны теплозащитного пакета, обращенной к теплоизоляционному мату (т.е. уменьшение ее по мере приближения к мату) направлено на обеспечение гибкости системы, так как минимальным по толщине оказывается покрытие того слоя, который подвержен наибольшему изгибу (т.е. изгибу с наименьшим радиусом кривизны).
Во время аэродинамического торможения поверхность системы теплозащиты воспринимает реализуемый при этом тепловой поток, наружный слой теплозащитного пакета разогревается до температуры испарения сублимирующего вещества, которое и поглощает поступающее тепло. После выгорания вещества из первого слоя начинает работать следующий за ним слой, и т.д. Наличие сублимирующего вещества одновременно обеспечивает газонепроницаемость теплозащиты. Это позволяет обойтись без специального облицовочного покрытия, что упрощает систему и способствует повышению ее надежности.
Гибкий теплоизоляционный мат в течение всего времени спуска космического аппарата обеспечивает нужный перепад температуры между стороной теплозащитного пакета, обращенной к оболочке надувного элемента тормозного устройства, и этой оболочкой.
Скрепление друг с другом противоположных краев соединенных торцевых кромок элементов системы с образованием при этом замкнутого полотнища, усиленного окантовкой с элементами крепления, является предпочтительным частным случаем выполнения системы для теплозащиты спускаемого аппарата с надувным тормозным устройством. При таком выполнении система может быть надежно состыкована с жесткими частями спускаемого космического аппарата.
Изобретение иллюстрируется чертежами:
- на фиг.1 показана многослойная структура предлагаемой системы тепловой защиты;
- на фиг.2 показано возможное выполнение соединения элементов системы друг с другом с образованием замкнутого полотнища, имеющего окантовку с элементами крепления к жестким частям спускаемого аппарата;
- на фиг.3 и 4 соответственно изображена установленная на спускаемом космическом аппарате гибкая система тепловой защиты в уложенном в компактный объем состоянии (транспортное положение) и в развернутом состоянии, соответствующем форме аппарата при спуске его в атмосфере.
Гибкая система тепловой защиты (фиг.1) спускаемого космического аппарата содержит последовательно расположенные теплоизоляционный мат 2, помещенный в чехол 3 из термостойкой ткани, и теплозащитный пакет 6. Мат 2 может состоять, например, из пленок 4 экранновакуумной теплоизоляции, каждая из которых отделена от соседней сетчатой прокладкой 5. Теплозащитный пакет 6 размещен на поверхности чехла 3 мата 2 (на фиг.1 показан случай выполнения теплозащитного пакета из трех слоев ткани). Каждый слой 7 теплозащитного пакета 6 выполнен из температуростойкой ткани, пропитан и покрыт сублимирующим веществом 8, обеспечивающим одновременно и газонепроницаемость теплозащиты. В качестве сублимирующего вещества может служить материал из кремнийорганических низкомолекулярных полимеров, используемых в промышленности и ракетно-космической технике как герметик (при соединении этого материала с катализатором получаемое сублимирующее вещество вулканизируется и приобретает свойства резины).
Торцевые кромки слоев 4 мата 2, включая сетчатые прокладки 5, чехла 3 и слоев пакета 6 соединены друг с другом прошивкой 15. При установке такой системы теплозащиты на спускаемом аппарате ее противоположные торцевые кромки могут быть скреплены по линии 9 с образованием замкнутого полотнища 10 (фиг.2), свободные края которого усиливаются окантовкой 11, по всей длине которой могут быть распределены элементы 12 крепления системы тепловой защиты к жестким частям спускаемого аппарата.
Все слои 4 и прокладки 5 мата 2, чехол 3 и все слои пакета 6 установлены со свободой их относительного перемещения, т е. не имеют соединения нигде, кроме торцевых кромок.
При установке предлагаемой гибкой системы тепловой защиты на спускаемом космическом аппарате она укладывается теплоизоляционным матом 2 в чехле 3 на защищаемый узел, например на оболочку надувного тормозного устройства спускаемого аппарата, и крепится к его жестким частям с помощью элементов 12 таким образом, что в уложенном (фиг.3) и развернутом (фиг.4) состоянии она полностью охватывает защищаемый узел спускаемого аппарата (в показанном на фиг.3, 4 случае - надувные элементы 13 тормозного устройства).
В уложенном состоянии система теплозащиты удерживается от несанкционированного раскрытия системой обжатия 14.
Изготовление предлагаемой гибкой системы тепловой защиты наиболее специфично для спускаемого аппарата с надувными элементами его тормозного устройства. В этом случае все элементы системы выкраивают из надлежащих материалов в соответствии с формой тормозного устройства при заполненных газом полостями его надувных элементов. Все слои температуростойкой ткани теплозащитного пакета пропитывают сублимирующим веществом, обеспечивающим одновременно и газонепроницаемость пакета. Затем все элементы системы теплозащиты укладывают друг на друга в соответствующем порядке, сшивают по торцевым кромкам и скрепляют их противоположные края для образования замкнутого полотнища. Замкнутое полотнище устанавливают на внешней поверхности тормозного устройства и закрепляют свободными краями на жестких элементах конструкции спускаемого аппарата. Закрепление осуществляют таким образом, чтобы полотнище полностью охватывало все надувные элементы тормозного устройства спускаемого аппарата. Перед монтажом спускаемого аппарата на ракете-носителе или на космическом аппарате, от которого в будущем должен быть отделен спускаемый аппарат, газ из надувных элементов тормозного устройства удаляют, и оболочку надувных элементов вместе с теплозащитой укладывают в компактный объем, удерживаемый системой обжатия. Благодаря наличию нескольких слоев и их незначительной толщине, а также возможности свободного перемещения слоев системы теплозащиты относительно друг друга, отсутствуют препятствия для укладки и развертывания системы теплозащиты совместно с оболочкой надувного элемента спускаемого космического аппарата и для сохранения ее целостности на всех этапах эксплуатации.
Перед спуском аппарата в атмосфере система обжатия освобождает систему тепловой защиты, из бортового источника сжатого газа спускаемого аппарата в надувные элементы его тормозного устройства подают газ. Надувные элементы в совокупности принимают заданную для тормозного устройства форму и расправляют гибкую систему теплозащиты спускаемого аппарата. На этом этапе возможность свободного относительного перемещения элементов системы теплозащиты не препятствует принятию тормозным устройством заданной формы.
Предлагаемая система тепловой защиты является гибкой, газонепроницаемой для внешнего потока, эффективной, простой по конструкции и надежной в эксплуатации. Совместно с технологией использования надувных тормозных устройств в конструкциях спускаемых аппаратов предложенная система раскрывает широкие перспективы дальнейшего развития космической техники.
Вместе с тем предлагаемая система может эффективно использоваться на спускаемых и космических аппаратах с жесткой формой, имеющих участки, прогнозируемо изменяющие свою форму под воздействием напора набегающего потока либо под внутренним давлением надувного элемента конструкции аппарата, каким могут являться, например, выдвижная антенна, штанга служебной системы или другой элемент аппарата.
Источники информации
1. Проблемы механики и теплообмена в космической технике. /Под ред. О.М.Белоцерковского, М., Машиностроение, 1982 г.
2. Патент США №6,497,390, опубл. 24.12.2002.