5.1. Результаты исследований разогрева аэродинамической техники. Обзор
Число Маха ротора ОТС при скорости порядка 104 м/с в момент старта составляет около тридцати единиц, такое значение весьма высоко. Известная, эксплуатируемая в настоящее время авиационная и ракетная техника, артиллерийские снаряды и т.п., имеют в плотных слоях атмосферы скорости, ограниченные сверху числом Маха, равным нескольким единицам. Характерная особенность эксплуатации систем в таких условиях — резкое возрастание лобового сопротивления и значительный аэродинамический разогрев. Эти факторы многократно усиливаются при космических скоростях движения, например, для возвращаемых космических аппаратов, что требует принятия мер по их сохранности.
Преодоление лобового сопротивления не является проблемой для ротора ОТС, поскольку лобовая часть по существу отсутствует. Однако возможные технологические выступы, выходящие за пределы пограничного слоя, могут стать источником значительного аэродинамического сопротивления до 107—108 Па и порождать ударные волны большой интенсивности. По этой причине технологические выступы на поверхности устройства должны быть минимальными.
Более важна для обсуждаемого варианта системы ОТС без защитной вакуумной оболочки проблема аэродинамического разогрева поверхности [1, 12], который вызывается вязким трением поверхности о воздух и его сжатием на лобовых частях, а в случае ОТС — на технологических выступах. При этом температура воздуха может достигать значений, близких к температуре торможения.
(5.1)
где Тоо — температура набегающего потока; М —- число Маха; у — отношение удельных теплоемкостей воздуха при постоянных давлении и объеме.
Применительно к ОТС, согласно (5.1), температура торможения составляет около 27500 К. Температура выступающей части несколько ниже вследствие теплообмена с окружающей средой и соседними элементами конструкции.
При рассмотрении вопросов аэродинамического нагрева конструкций в литературе обычно предполагается наличие лобовой части устройства. Плотность подводимого теплового потока дт оценивают по формуле (16]:
где/9а — плотность воздуха; V— скорость набегающего потока; л, m — показатели степени; Сф — коэффициент, зависящий от многих факторов, в том числе от местного угла атаки рассматриваемой точки на обтекаемой поверхности.
Применительно к расчету параметров аэродинамического нагрева ротора ОТС, не имеющего лобовой части, непосредственно использовать известные результаты затруднительно. Это связано еще с тем, что аэродинамическая техника имеет, как правило, максимальную скорость в наименее плотных слоях атмосферы, наоборот, ротор ОТС достигает максимальную скорость в наиболее плотных слоях атмосферы.
Близким аналогом являются трансатмосферные летательные аппараты (ТЛА) [16, 17]. При подъеме такого аппарата максимальная равновесная температура в критической точке и на передней кромке крыла может достигать 3000—4000 °К. Для этих частей аппарата, вероятно, требуется активная тепловая защита, например, с помощью сублимирующих покрытий. При спуске аппарата температура ожидается примерно на 1500 °К ниже.
На средней линии такого аппарата с наветренной стороны максимальная температура составляет 1300—1500 °К, как при подъеме, так и при спуске, поэтому большая часть поверхности ТЛА может достаточно эффективно охлаждаться посредством излучения.
При скорости 7,2 км/с на высоте 75 км лобовое сопротивление составит величину порядка 104**Т05 Па, а тепловой поток, подводимый к поверхности ТЛА, — 103*104 кВт/м2. Отметим, что тепловой поток, подводимый к поверхности космических летательных аппаратов многоразового использования (КЛАМИ), имеет величину того же порядка [13].
Приведенные данные, естественно, не могут быть непосредственно перенесены на случай ротора ОТС, но дают представление об ожидаемых значениях температур и тепловых потоков на поверхности ротора и позволяют оценить результаты, полученные в следующих разделах непосредственно для ОТС.
Отметим два возможных направления тепловой защиты аэрокосмической техники. Первое — использование жаропрочных покрытий [17], при этом реализуется лучевой механизм теплообмена с окружающей средой. Второе направление основано на применении сублимирующих, плавящихся и других специальных покрытий,защитный эффект которых связан с уносом их массы [ 1, 12, 20]. Допустимо, по-видимому, комбинированное использование сублимирующих покрытий, формируемых на оболочках из жаропрочных материалов.