Определение характеристик деструкции теплозащитных покрытий летательных аппаратов из пористых углерод-керамических композиционных материалов тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.03, кандидат наук Баринов Дмитрий Яковлевич

• Баринов Дмитрий Яковлевич
• кандидат наук
• 2020

Оглавление диссертации кандидат наук Баринов Дмитрий Яковлевич

Введение

Глава 1. Современное состояние проблемы моделирования прогрева и деструкции теплозащитных покрытий из углерод-керамических композиционных материалов

1.1 Тепловая защита высокоскоростных летательных аппаратов

1.2 Высокотемпературные теплозащитные материалы в конструкции летательных аппаратов

1.3 Математические модели для анализа прогрева и деструкции теплозащитных материалов на основе эффективных характеристик

1.4 Математические модели для анализа прогрева и деструкции высокотемпературных теплозащитных материалов с учетом микроструктуры

1.5 Математические модели для анализа прогрева и деструкции сверхвысокотемпературных теплозащитных материалов

1.6 Постановка задачи разработки математической модели для расчета прогрева и деструкции пористых углерод-керамических композиционных материалов

1.7 Выводы по главе

Глава 2. Математическая модель тепло- и массопереноса в пористых углерод-керамических композиционных материалах

2.1 Многомасштабный подход к математическому моделированию

2.2 Объект исследований

2.3 Физическая модель тепло- и массообмена в представительном элементе объема микро- и мезоуровня

2.4 Математическая модель тепло- и массообмена

2.5 Разработка алгоритма решения

2.6 Программная реализация

2.7 Выводы по главе

Глава 3. Экспериментальные исследования характеристик пористых углерод-керамических композиционных материалов и их компонентов

3.1 Лабораторные исследования теплофизических характеристик пористых углерод-керамических композиционных материалов и их компонентов

3.2 Стендовые испытания образцов из пористых углерод-керамических композиционных материалов

3.3 Лабораторные исследования образцов из пористых углерод-керамических композиционных материалов после проведения стендовых испытаний

3.4 Выводы по главе

Глава 4. Определение эффективных характеристик деструкции пористых углерод-керамических композиционных материалов

4.1 Выбор представительных элементов объема для проведения моделирования

4.2 Верификация разработанного программного комплекса

4.3 Выбор условий моделирования деструкции представительных элементов объема микро- и мезоуровня

4.4 Проведение моделирования с использованием представительных элементов объема микро- и мезоуровня

4.5 Анализ результатов расчетов

4.6 Выводы по главе

Глава 5. Моделирование прогрева и деструкции конструктивно подобного образца из пористого углерод-керамического композиционного материала

5.1 Стендовое испытание конструктивно подобного образца

5.2 Проведение моделирования прогрева и деструкции конструктивно подобного образца

5.3 Моделирование прогрева и деструкции теплозащитного покрытия из пористого углерод-керамического композиционного материала при

полете в атмосфере Земли

5.4 Анализ результатов расчетов

5.5 Формулировка рекомендаций по рациональному использованию пористых углерод-керамических композиционных материалов в конструкции летательных аппаратов

5.6 Выводы по главе

Общие выводы и заключение

Список сокращений и условных обозначений

Список литературы

Приложение

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Определение характеристик деструкции теплозащитных покрытий летательных аппаратов из пористых углерод-керамических композиционных материалов»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность проблемы. Одной из наиболее сложных проблем при разработке высокоскоростных летательных аппаратов является обеспечение эффективной защиты конструкции от воздействия высокотемпературного окислительного газового потока. Разрабатываемые в настоящее время в аэрокосмической отрасли концепции новых аппаратов предусматривают использование материалов, способных функционировать при температурах свыше 2000 °С. Среди требований к таким материалам следует выделить высокие механические характеристики, низкие теплопроводность и плотность, а также высокую термохимическую стойкость и минимальную линейную скорость уноса массы с их поверхности. Поставленным требованиям могут удовлетворять сверхверхвысокотемпературные керамические материалы (СВТКМ) и углерод-керамические композиционные материалы (УККМ), химически стабильные в окислительной среде до температуры около 1700 °С. Однако СВТКМ и УККМ, созданные на базе тугоплавких оксидов, карбидов и боридов, обладают высокой плотностью и теплопроводностью, поэтому элементам конструкций на их основе свойственна большая масса, а перепад температуры по их толщине невелик. С точки зрения повышения весовой эффективности конструкций, перспективным подходом является переход к использованию пористых материалов. Причем, в зависимости от области применения материала в конструкции летательного аппарата и ожидаемого температурного и напряженно-деформированного состояния, его плотность может изменяться.

При обеспечении теплового режима летательного аппарата необходимо решить вопрос о рациональном выборе используемых теплозащитных и теплоизоляционных материалов, структуре покрытия и толщине отдельных слоев, что невозможно без комплексного исследования процессов тепло- и массообмена. Для отработки системы тепловой защиты, включающей в себя СВТКМ и УККМ, проводятся испытания образцов материалов на газодинамических стендах. Эти

испытания позволяют получить объективную оценку термохимической стойкости материалов при воздействии потока высокоэнтальпийного газа, но стоимость таких испытаний весьма высока. С другой стороны, сведения о теплофизических характеристиках СВТКМ и УККМ могут быть в ограниченном диапазоне температур получены в результате лабораторных исследований.

Проектирование систем тепловой защиты требует сравнения большого количества вариантов применяемых материалов для разных условий эксплуатации. Поэтому опора на экспериментальные методы исследования приводит к значительному росту затрат и длительности разработки аппаратов. В связи с этим, все большее место занимают методы математического моделирования тепло- и массопереноса и физико-химических процессов в СВТКМ и УККМ, применение которых позволяет значительно сократить стоимость и сроки разработки материалов, их испытаний, отработки и внедрения в конструкцию летательного аппарата.

Моделированию процессов прогрева и разрушения высокотемпературных материалов посвящен целый ряд работ, как у нас в стране, так и за рубежом. Однако в большинстве случаев СВТКМ и УККМ рассматриваются как изотропные однородные среды, характеристики которых определяются по результатам отдельных экспериментов. Такой подход нельзя признать рациональным в случае использования пористых СВТКМ и УККМ, для которых теплофизические характеристики существенно меняются при изменении пористости, а их изучение для большого количества вариантов структуры материала крайне затратное. Выход состоит в использовании для моделирования тепло- и массопереноса в пористых материалах многомасштабного подхода. В этом случае расчетным путем могут быть определены эффективные характеристики материала с любой заданной пористостью, а затем проведен анализ температурного состояния элемента конструкции из этого материала.

Поэтому актуальным является создание математической модели тепло- и массопереноса в пористых УККМ, позволяющей определять характеристики

теплопереноса и проводить анализ температурного состояния элементов конструкций из них в условиях, приближенных к эксплуатационным.

Объектом исследования являются пористые УККМ, состоящие из покрытых карбидом кремния углеродных волокон.

Предметом исследования является тепло- и массоперенос в пористых УККМ при их прогреве и деструкции.

Целью диссертационной работы является определение возможности многоразового применения теплозащитных покрытий летательных аппаратов из пористых углерод-керамических композиционных материалов на основе многомасштабного моделирования их прогрева и деструкции.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

1. Провести анализ физических процессов, происходящих в пористых УККМ с плотностью 1000^2000 кг/м3 при их прогреве и деструкции, сформулировать многомасштабные физическую и математическую модели тепло-и массопереноса, учитывающие изменение температуры, состава и давления окружающей газовой среды.

2. Создать программный комплекс для многомасштабного моделирования тепло- и массопереноса в пористых УККМ, позволяющий определять нестационарные температурные поля и фазовые составы представительных элементов объема и элементов конструкции.

3. Комплексно исследовать теплофизические характеристики пористых УККМ различной плотности и их компонентов во всем диапазоне температур эксплуатации.

4. Провести стендовые испытания образцов пористых УККМ и элемента конструкции в условиях, приближенных к эксплуатационным.

5. Установить зависимости характеристик деструкции пористых УККМ от плотности, температуры и давления окружающей газовой среды, верифицировать их по данным эксперимента, сформулировать рекомендации по рациональному использованию пористых УККМ в теплозащитных покрытиях летательных аппаратов.

Отдельные результаты работы получены в рамках научно-исследовательской работы «Разработка элементов конструкций и лабораторных технологий их изготовления для создания эффективной тепловой защиты аэрокосмических летательных аппаратов и их энергетических систем», выполняемой по соглашению о предоставлении субсидии № 14.577.21.0099 Министерством образования и науки Российской Федерации (Уникальный идентификатор прикладных научных исследований RFMEFI57714X0008) [1].

Научная новизна состоит в том, что:

1. Разработаны физическая и математическая модели тепло- и массопереноса в представительных элементах объема пористых УККМ с плотностью 1000^2000 кг/м3, состоящих из покрытых карбидом кремния углеродных волокон, и элементах конструкции из них, учитывающие изменение температуры, состава и давления окружающей газовой среды.

2. Расчетным путем определены зависимости характеристик деструкции пористых УККМ от их плотности, температуры и давления окружающей газовой среды.

3. Выполнен анализ влияния температуры и давления окружающей газовой среды на скорость деструкции теплозащитных покрытий из пористых УККМ. Показано, что при увеличении температуры скорость деструкции нелинейно возрастает, при этом повышение давления окружающей газовой фазы сначала ведет к росту скорости деструкции, а затем снижению, что определяется динамикой протекания процессов.

Положения, выносимые на защиту:

1. Математическая модель тепло- и массопереноса в представительных элементах объема пористых УККМ, учитывающая реальную микроструктуру материала, включая процессы исчезновения и возникновения фаз материала.

2. Программный комплекс DMA (Destructive Material Analysis), позволяющий проводить моделирование температурного и фазового состояния представительных элементов объема пористых УККМ и определять характеристики деструкции.

3. Результаты численного моделирования деструкции пористых УККМ различной плотности в условиях, приближенных к эксплуатационным, и зависимости скоростей деструкции от температуры и давления окружающей среды.

Практическая значимость:

1. Разработка оригинального программного комплекса DMA, основанного на методе конечных элементов и предназначенного для решения двухмерных задач тепло- и массопереноса в пористых УККМ на микро-, мезо- и макроуровне и позволяющего определять температурные поля и фазовый состав образцов и элементов конструкций.

2. Экспериментальное исследование теплофизических характеристик пористых УККМ с различной плотностью и их компонентов во всем диапазоне температур эксплуатации.

3. Отдельные результаты исследований использовались в АО «Композит» при выполнении научно-исследовательских работ по созданию материалов теплозащитного покрытия перспективного космического аппарата.

Рекомендации по внедрению. Результаты диссертационной работы могут быть рекомендованы к применению при проектировании элементов тепловой защиты в АО «Композит», ПАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева, АО «НПО им. С.А. Лавочкина», а также в учебном процессе в курсах лекций, посвященных моделированию процессов тепло- и массопереноса в теплонагруженных конструкциях ракетно-космической техники из композиционных материалов.

Достоверность и обоснованность результатов обеспечивается использованием фундаментальных физических законов, известных математических зависимостей и методов, верификацией программного комплекса по результатам проведения серии расчетов модельных задач, хорошим согласием результатов моделирования в разработанном программном комплексе с экспериментальными данными, полученными при стендовых испытаниях.

Апробация работы. Результаты исследований докладывались и обсуждались на следующих научно-технических конференциях: конференция

«Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королева и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства» (Москва, 2015, 2017, 2018, 2019, 2020); 12-й международный симпозиум «Передовые технические системы и технологии» (Севастополь, 2016); международная молодежная научная конференция «Теплоперенос в системах обеспечения тепловых режимов энергонасыщенного технического и технологического оборудования» (Томск, 2019).

Публикации. Основные положения и результаты диссертационной работы опубликованы в 5 научных статьях, из них 3 в журналах Перечня изданий, рекомендованных ВАК при Министерстве науки и высшего образования Российской Федерации, в 2 публикациях, индексируемых в базе данных Scopus, и 5 сборниках тезисов конференций.

Личный вклад соискателя. Соискателем разработаны физическая и математическая модели тепло- и массопереноса в представительных элементах объема пористых УККМ с учетом особенностей деструкции всех компонентов материала. Алгоритм экономичного численного решения этой задачи реализован в разработанном автором программном комплексе DMA и верифицирован. Соискателем проведено исследование теплофизических характеристик образцов УККМ различной плотности. Проведено моделирование прогрева и деструкции пористых УККМ с различной плотностью, определены эффективные характеристики деструкции в зависимости от температуры и давления окружающей газовой среды.

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, пяти глав, общих выводов и заключения, списка литературы (197 наименований, в том числе 136 на иностранных языках), приложения, 114 рисунков и 14 таблиц.

Во введении приводится обоснование актуальности работы, сформулированы цель и задачи работы, научная новизна, практическая значимость работы, основные положения, выносимые на защиту, и описана структура диссертации.

Первая глава посвящена обзору математических моделей и методик моделирования тепло- и массопереноса в композиционных материалах по результатам анализа отечественной и зарубежной литературы.

Во второй главе диссертации описан подход к моделированию тепло- и массопереноса в пористых УККМ и выявлению физических процессов, происходящих при прогреве и деструкции материалов, на основе которых сформулирована математическая модель тепло- и массопереноса в представительных элементах объема пористых УККМ с плотностью 1000^2000 кг/м3 и элементах конструкции из них.

В третьей главе диссертации приводятся методы и результаты лабораторных исследований теплофизических характеристик пористых УККМ с различной плотностью и их компонентов во всем диапазоне температур эксплуатации. Представлены результаты стендовых испытаний образцов УККМ в условиях, приближенных к эксплуатационным, и исследования микроструктуры поверхности и бокового среза.

В четвертой главе диссертации представлены результаты численного моделирования тепло- и массопереноса в пористых УККМ с различной плотностью, расчетным путем определены эффективные характеристики деструкции материалов в зависимости от температуры и давления окружающей газовой среды.

В пятой главе диссертации приводятся результаты моделирования тепло- и массопереноса в конструктивно подобном образце из пористых УККМ и дается сравнение расчетной картины прогрева и уноса с результатами газодинамических испытаний.

В общих выводах и заключении сформулированы основные выводы по диссертационной работе и даны рекомендации по использованию пористых УККМ для тепловой защиты многоразовых летательных аппаратов.

В приложении диссертации представлены результаты испытаний образцов УККМ в потоке воздушной плазмы.

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ МОДЕЛИРОВАНИЯ ПРОГРЕВА И ДЕСТРУКЦИИ ТЕПЛОЗАЩИТНЫХ ПОКРЫТИЙ ИЗ УГЛЕРОД-КЕРАМИЧЕСКИХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

1.1 Тепловая защита высокоскоростных летательных аппаратов

Проблема обеспечения тепловой защиты высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) встала на повестку дня с началом создания баллистических ракет большой дальности (середина 50-х годов прошлого века). Было установлено, что наиболее эффективным способом предохранения поверхности ЛА от высокоэнтальпийного окислительного газового потока с точки зрения стоимости разработки и весовой эффективности теплозащитного покрытия является использование деструктирующих материалов с полимерной матрицей [2]. В материалах такого класса при функционировании происходят сложные физико-химические процессы разложения полимерной матрицы с образованием большого количества газообразных продуктов реакции.

Важным этапом в развитии авиационно-космической техники явилось создание многоразовых воздушно-космических систем типа «Буран» и «Space Shuttle». В их конструкции были применены новые теплозащитные материалы (ТЗМ) на основе волокон оксида кремния и углерод-углеродные композиционные материалы (УУКМ) [3^5]. Предельные рабочие температуры таких материалов ограничены соответственно 1250 °С и 1600 °С [6]. Для защиты поверхности теплозащитного покрытия (ТЗП) от эрозионного кислородсодержащего газового потока, а также от воздействия атмосферных явлений при подготовке к запуску, была разработана серия наносимых защитных покрытий [7].

Создаваемые в настоящее время концепции космических аппаратов (КА) предназначены для полетов не только на околоземной орбите, но и для межпланетных перелетов к Луне и Марсу, при этом спускаемый аппарат должен быть предназначен для многоразового использования (Рисунок 1.1). Для тепловой

защиты таких аппаратов в настоящее время применяются хорошо зарекомендовавшие себя деструктирующие композиционные материалы с использованием полимерной матрицы. Примером таких теплозащитных материалов являются AVCOAT 5026-39 (эпоксидно-фенолформальдегидная смола с добавками в сотовой матрице из стекловолокна), успешно применявшийся на КА серии «Apollo» и планируемый к использованию на новом КА «Orion» [8], PICA (пропитанная фенольной смолой углеродная преформа), применявшийся на КА «Stardust» и «Mars Science Laboratory» [9, 10], PICA-X, созданный компанией SpaceX для КА «Dragon» (модификация материала PICA) [11].

в г

Рисунок 1.1. Современные космические аппараты

а - КА «Orion» (Lockheed Martin/EADS) [8]; б - КА «Dragon» (SpaceX) [11]; в -КА «Mars Science Laboratory» (Boeing/ Lockheed Martin) [8]; г - КА «CST-100 Starliner» (Boeing) [12]

В последние годы в аэрокосмической отрасли начали создаваться новые КА для обеспечения будущих межпланетных полетов [13, 14]. Одними из ключевых

идей является многоразовое использование тепловой защиты и совмещение ТЗП и воспринимающего основную механическую нагрузку несущего каркаса в одном элементе конструкции. Так, в настоящее время теплозащитное покрытие обладает невысокими механическими характеристиками и требует использования дополнительной силовой (например, сотовой) оболочки (Рисунок 1.2, а). Перспективная концепция тепловой защиты предполагает, что материал ТЗП будет обладать достаточной прочностью для того, чтобы воспринимать внешний аэродинамический напор, а для обеспечения герметичности КА предусматривается применение легкой металлической обшивки (Рисунок 1.2, б).

а

б

Рисунок 1.2. Схема тепловой защиты для перспективных космических аппаратов [15]

а - существующий вариант; б - перспективный вариант

Стоит отметить, что в настоящее время также создаются перспективные высокоскоростные ЛА, предназначенные для полетов и маневрирования в атмосфере Земли. Рост скоростей полета приводит к необходимости использования обтекаемых аэродинамических форм аппаратов, а это в свою очередь ведет к увеличению температуры поверхности, при этом рабочие температуры в окрестности критической точки могут превышать 2000 °С.

Федеральная космическая программа России предусматривает создание пилотируемого космического корабля нового поколения, который придет на замену КА серий «Союз» и «Прогресс» [16]. В новой стратегии развития

предусматривается увеличение полезной нагрузки, численности экипажа и продолжительности автономного полета, обеспечение возможности совершения как полетов в околоземном пространстве, так и межпланетных перелетов. При этом к спускаемому аппарату нового КА предъявляется требование обеспечения возможности многоразового использования. Все эти задачи должны быть решены при создании нового КА «Орел» (Рисунок 1.3).

Рисунок 1.3. Макет КА «Орел» (РКК «Энергия») [17]

1.2 Высокотемпературные теплозащитные материалы в конструкции летательных

аппаратов

Перспективные концепции ЛА потребовали создания нового поколения высокотемпературных материалов [18]. К основным требованиям, предъявляемым к материалам тепловой защиты перспективных ЛА, следует отнести способность длительно работать при температурах более 2000 °С при минимальной скорости деструкции и линейном уносе, обладать высокими механическими характеристиками, а также низкими плотностью и теплопроводностью. Интерес для исследователей представляют материалы на основе углерода, карбида кремния и карбидов, боридов и нитридов переходных металлов гафния, циркония, тантала - сверхвысокотемпературные керамические материалы (СВТКМ) (Ultra High Temperature Ceramics, UHTC)) и углерод-керамические композиционные материалы (УККМ) [19^21]. Введение в объем материалов таких химических

соединений повышает их рабочую температуру, термохимическую стойкость и механические характеристики. Стоит выделить СВТКМ систем типа Н£В2^С и 7гВ2^С, в которых введение частиц карбида кремния преследует несколько целей: снижение теплопроводности керамической матрицы (например, со 100 до 80 Вт/(мК) при 20°С для Н£В2 при введении 20 % SiC), улучшение микростуктуры и увеличение окислительной стойкости. На Рисунке 1.4 приведены микроструктура типичных СВТКМ и примеры элементов конструкций из них.

а б в

Рисунок 1.4. Сверхвысокотемпературные керамические материалы [22] а - микроструктура волокнистой системы СйЪег/Н1В2-31С;б -микроструктура системы Н1В2-Б1С; в - элементы конструкции из СВТКМ

Но, наряду с очевидными преимуществами, СВТКМ обладают рядом существенных недостатков, затрудняющих их использование в конструкциях ЛА. Так, СВТКМ систем Н©2^Ю и 7гВ2^Ю обладают высокой плотностью (более 6 г/см3 для 7гВ2 и 10 г/см3 для Н®2), высокой теплопроводностью и низкими обрабатываемостью и технологическими свойствами [23]. Поэтому особый интерес вызывают УККМ системы С-Б1С (Рисунок 1.5) [24]. Такие материалы могут изготавливаться как сплошными с волокнистой структурой углеродного каркаса, при этом карбид кремния будет выступать защитным противоокислительным покрытием, так и пористыми. В этом случае УККМ состоит из покрытых карбидом кремния углеродных волокон, ориентированных в зависимости от ожидаемого напряженно-деформированного состояния конструкции в одном направлении, одной плоскости или трехмерно. Кроме того, стоит отметить, что в случае пористой структуры целесообразно изменять

значение плотности и пористости материала исходя из температурного состояния элементов ЛА.

а б в

Рисунок 1.5. УККМ системы ^Ю [24]

При воздействии высокоэнтальпийного газового потока в материале происходят процессы термоокислительной деструкции, сопровождающиеся окислением карбида кремния, образованием и сублимацией пленки конденсированного диоксида кремния, превращением углерода с образованием газообразных продуктов. Пленка диоксида кремния выступает в роли защитного барьера, при этом умеренная окислительная стойкость материала при функционировании обеспечивается наличием пленки расплава.

В России разработкой УККМ и производством изделий из них занимается ряд предприятий, среди которых стоит отметить ФГУП «ВИАМ», АО «НИИграфит», АО «Композит». ФГУП «ВИАМ» занимается разработкой, производством и испытаниями широкого спектра материалов, среди которых стоит отметить высокотемпературные керамические материалы и защитные покрытия систем SiC, ^^ C-SiC, SiC-SiC с рабочими температурами в окислительных средах до 1800^2000 °С (Рисунок 1.6, а, б) [25]. АО «НИИграфит» является ведущим предприятием в России, специализирующимся на производстве и испытаниях двухмерно- и многомерно-армированных УУКМ [26]. Материалы подобного класса применяются в конструкциях, работающих в вакууме и инертной среде при температурах до 2500 °С. Головным предприятием в области производства и испытаний материалов и защитных покрытий для изделий ракетно-космических систем является АО «Композит» [27]. Среди обширной номенклатуры материалов необходимо выделить объемно-армированные УУКМ

и окислительно-стойкие УККМ системы С-Б1С, получаемые путем осаждения карбида кремния в пористой заготовке (Рисунок 1.6, в).

а б в

Рисунок 1.6. Отечественные высокотемпературные керамические материалы

а - материал марки ВМК-13 на основе SiC [25]; б - материал системы SiC-SiC [25]; в - камера сгорания ЖРД из материала системы C-SiC [27]

1.3 Математические модели для анализа прогрева и деструкции теплозащитных материалов на основе эффективных характеристик

Математическое моделирование как эффективный инструмент при анализе процессов тепло- и массопереноса в деструктирующих материалах впервые был использован при выборе параметров теплозащитных покрытий спускаемых аппаратов «Союз» и «Apollo». Существующие на тот момент математические методы не позволяли в полной мере решить нестационарную задачу прогрева конструкции, теплообмена между поверхностью и набегающим потоком и деструкцию материала. Для этого был предложен ряд математических методов и алгоритмов для учета всей совокупности происходящих в материале физико-химических процессов.

Одна из первых работ, посвященных разработке математической модели для обеспечения проектирования ТЗП, является работа [28]. В ней рассматривается программа STAB II, в основу которой положен метод конечных разностей (неявная схема). Решается одномерная задача, в рамках которой считается, что исследуемый объект состоит из деструктирующего материала и силовой конструкции. Деструктирующий материал проходит три стадии:

исходного, разрушающегося и полностью прококсованного. Теплофизические характеристики считаются зависящими от температуры, кроме того, свойства разрушающегося материала зависят также и от степени разложения. Вычислительные возможности программы были довольно скромные, так, разрушаемый материал мог содержать не более 50 узлов разностной сетки.

В 1960-х годах компанией Aerotherm Corporation был разработан ряд программных модулей, которые позволяют проводить анализ как самого деструктирующего материала, так и пограничного слоя, и процессов на поверхности ТЗП [29^34]. Модули предназначены для анализа коксующегося материала CMA (Charring Material Ablation), пограничного слоя BLIMP (Boundary-Layer Integral-Matrix Procedure), термохимических процессов на поверхности ТЗП ACE (Aerotherm Chemical Equilibrium), термохимических процессов на поверхности ТЗП с учетом кинетики реакций ACE-KINET (Aerotherm Chemical Equilibrium with selected surface reaction kinetics), совместного анализа окружающей среды, пограничного слоя и разрушаемого материала CABLE (Coupled Ablator/Boundary Layer/Environment). Они могут быть использованы как отдельно, так и в составе CABLE для проведения комплексного анализа. Данный пакет был основным инструментом для анализа тепло- и массопереноса в ТЗМ вплоть до конца ХХ века.

Базовым модулем для расчета теплопереноса является CMA, в котором решается одномерная задача тепломассопереноса, при этом деструктирующий материал считается изотропным [35]. Баланс энергии на внешней поверхности ТЗП имеет вид, представленный на Рисунке 1.7. В основу положены одномерное обобщенное дифференциальное нелинейное нестационарное уравнение теплопроводности (1.1), уравнение сохранения массы (1.2), уравнение деструкции в виде Аррениуса (1.3). Моделируется как унос материала с поверхности, так и физико-химические превращения материала внутри ТЗП. Для учета уноса материала с поверхности предусмотрено перестроение расчетной сетки (ремешинг, remeshing). Был разработан математический аппарат для расчета параметров многокомпонентного пограничного слоя, равновесных и

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Баринов Дмитрий Яковлевич, 2020 год

Список литературы

1. Разработка элементов конструкций и лабораторных технологий их изготовления для создания эффективной тепловой защиты аэрокосмических летательных аппаратов и их энергетических систем [Текст]: отчет о ПНИ (заключ.) / МГТУ им. Н.Э. Баумана; рук. С.В. Резник; исполн.: Т.Г. Агеева [и др.]. М., 2016. 2ЗЗ с.

2. Полежаев Ю.В., Фролов Г.А. Тепловое разрушение материалов / Под ред. В.В. Скорохода. ^ев: Из-во ИПМ НАНУ, 2005. 288 с.

3. Щетанов Б.В. Материал плитки для внешнего высокотемпературного теплозащитного покрытия орбитального корабля «Буран» // Авиационные материалы и технологии. 2013. № S1. С. 41-50.

4. Гуняев Г.М., Гофин М.Я. Углерод-углеродные композиционные материалы // Авиационные материалы и технологии. 2013. № S1. С. 62-90.

5. Теплозащитные конструкции возвращаемых космических аппаратов с корпусами из неметаллических материалов / В.Г. Тихий [и др.]. // ^смическая техника. Ракетное вооружение. 2015. Вып. 1. С. 14-21.

6. Доспехи для «Бурана». Материалы и технологии ВИАМ для М^ «Энергия -Буран» / Под общ. ред. Е.Н. Облова. М.: Наука и жизнь, 2013. 128 с.

7. Солнцев С.С. Эрозонностойкие влагозащитные терморегулирующие покрытия многоразовой теплозащиты орбитального корабля «Буран» // Авиационные материалы и технологии. 2013. № S1. С. 94-124.

8. NASA Orion Spacecraft // URL: https://www.flickr.com/people/nasaorion/ (дата обращения 06.12.2019 г.).

9. Stardust - NASA's Comet Sample Return Mission // URL: https://stardust.jpl.nasa.gov/overview/index.html (дата обращения 11.12.2019 г.).

10. NASA Science. Mars Exploration Program // URL: https://mars.jpl.nasa.gov/# (дата обращения 07.12.2019 г.).

11. SpaceX Dragon // URL: https://www.spacex.com/dragon (дата обращения 08.12.2019 г.).

12. CST-100 Starliner // URL: http://www.boeing.com/space/starliner/ (дата обращения 08.12.2019 г.).

13. Multifunctional Hot Structure Heatshield Concept for Planetary Entry / S.P. Walker [et al.] // Proc. 20th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2015. 22 p. DOI: 10.2514/6.2015-3530.

14. Langston S.L., Lang C.G., Samareh J.A. Parametric Study of an Ablative TPS and Hot Structure Heatshield for a Mars Entry Capsule Vehicle // Proc. AIAA SPACE and Astronautics Forum and Exposition, 2017. 21 p. D0I:10.2514/6.2017-5290.

15. Walker S.P., Daryabeigi K., Samareh J.A., Armand S.C. Preliminary Development of a Multifunctional Hot Structure Heat Shield // Proc. 55th AIAA/ASMe/ASCE/AHS/SC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, 2014. 13p. DOI: 10.2514/6.2014-0350.

16. Федеральная космическая программа России // URL: https://www.roscosmos.ru/22347/ (дата обращения 11.02.2020 г.).

17. Два в одном: космический корабль «Орёл» станет многозадачным // URL: https://naukatehnika.com/kosmicheskij-korabl-oryol-stanet-mnogozadachnyim.html (дата обращения 06.12.2019 г.).

18. Gasch M.J., Ellerby D.T., Johnson S.M. Ultra High Temperature Ceramic Composites. Handbook of Ceramic Composites, 2005. P. 197-224.

19. Григорьев О.Н. Ультравысокотемпературная керамика для авиационно-космической техники / О.Н. Григорьев [и др.]. // Двигатели и энергоустановки аэрокосмических летательных аппаратов. 2012. №8. С. 119128.

20. Солнцев С.С. Высокотемпературные стеклокерамические материалы и покрытия - перспективное направление авиационного материаловедения // Все материалы. Энциклопедический справочник. 2009. №1. С. 26-37.

21. Eakins E., Jayaseelan D.D., Lee W.E. Toward Oxidation-Resistant ZrB2-SiC Ultra High Temperature Ceramics // Metallurgical and Materials Transactions A. 2011. Vol.42A. P. 878-887.

22. Johnson S.M. Ultra High Temperature Ceramics: Application, Issues and Prospects // Proc. 2nd Ceramic Leadership Summit, 2011. 52 p.

23. Ultra High Temperature Ceramics for Hypersonic Vehicle Applications / R. Loehman [et al.]. Sandia Report, 2006. 46p.

24. Narottam P.B., Jacques L. Ceramic Matrix Composites: Materials, Modeling and Technology. New York: Wiley, 2015. 712 p.

25. ФГУП «ВИАМ» // URL: https://www.viam.ru/kkomposit (дата обращения 24.10.2019 г.).

26. АО «НИИграфит» // URL: http://www.niigrafit.ru/produktsiya/kompozity.php (дата обращения 06.11.2019 г.).

27. АО «Композит» // URL: http://komposit-mv.ru/index.php/ru/nemetallicheskie-materialy (дата обращения 06.11.2019 г.).

28. Curry D.M. An analysis of a charring ablation thermal protection system. NASA TN D-3150, 1966. 111 p.

29. An analysis of the coupled chemically reacting boundary layer and charring ablator. Part I. Summary report / E.P. Bartlett [et al.]. NASA-CR-1060, 1968. 111 p.

30. Moyer C.B., Rindal R.A. An analysis of the coupled chemically reacting boundary layer and charring ablator. Part II. Finite difference solution for the in-depth response of charring materials considering surface chemical and energy balances. NASA CR-1061, 1968. 142 p.

31. Bartlett E.P., Kendall R.M. An analysis of the coupled chemically reacting boundary layer and charring ablator. Part III. Nonsimilar solution of the multicomponent laminar boundary layer by an integral matrix method. NASA CR-1062, 1968. 149 p.

32. Bartlett E.P., Kendall R.M., Rindal R.A. An analysis of the coupled chemically reacting boundary layer and charring ablator. Part IV. A unified approximation for mixture transport properties for multicomponent boundary-layer applications. NASA CR-1063, 1968. 57 p.

33. Kendall R.M. An analysis of the coupled chemically reacting boundary layer and charring ablator. Part V. A general approach to the thermochemical solution of mixed equilibrium-nonequilibrium, homogeneous or heterogeneous systems. NASA CR-1064, 1968. 65 p.

34. Rindal R.A. An analysis of the coupled chemically reacting boundary layer and charring ablator. Part VI. An Approach for Characterizing Charring Ablator Response with In-Depth Coking Reactions. NASA CR-1065, 1968. 47 p.

35. Russell G.W., Strobel F. Modeling Approach for Intumescing Charring Heatshield Materials // Journal of Spacecraft and Rockets. 2006. Vol. 43, No. 4. DOI: 10.2514/1.15153.

36. Milos F.S., Chen Y.K. Comprehensive model for multicomponent ablation thermochemistry // Proc. 35th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 1997. DOI: 10.2514/6.1997-141.

37. Chen Y.K., Milos F.S. Ablation and Thermal Response Program for Spacecraft Heatshield Analysis // Journal of Spacecraft and Rockets. 1999. Vol. 36, No. 3. P. 475-483.

38. Chen Y.K., Milos F.S. Fully Implicit Ablation and Thermal Analysis Program (FIAT) // Journal of Spacecraft and Rockets. 1999. Vol. 36, No. 3. P. 475-483.

39. Russell G.W. Analytic modeling and experimental validation of intumescent behavior of charring heatshield materials. AMRDEC Technical Report AMR-PS-04-05, 2004. 145 p.

40. Milos F.S., Chen Y.K., Squire T.H. Updated ablation and thermal response program for spacecraft heatshield analysis // Proc. 17th Thermal and Fluids Analysis Workshop, 2006. 19 p.

41. Chen Y.K., Milos F.S. Two-dimensional implicit thermal response and ablation program for charring materials // Journal of Spacecraft and Rockets. 2001. Vol. 38, No. 4. P. 473-481.

42. Chen Y.K., Milos F.S. Three-Dimensional Ablation and Thermal Response Simulation System // Proc. 38th AIAA Thermophysics Conference, 2005. 15 p.

43. Dec J.A., Braun R.D., Laub B. Ablative Thermal Response Analysis Using the Finite Element Method // Journal of Thermophysics and Heat Transfer. 2012. Vol. 26, No. 2. P. 201-212. DOI: 10.2514/1.T3694.

44. Dec J.A., Braun R.D. Three-Dimensional Finite Element Ablative Thermal Response and Thermostructural Design of Thermal Protection Systems // Proc. 42nd AIAA Thermophusics Conference, 2011. 17 p.

45. Rahimi A.B., Mohammadiun H. Numerical modeling of charring material ablation with considering chemical reaction, mass transfer and surface heat transfer effects // IJE Transactions B: Applications. 2012. Vol. 25, No. 1. P. 57-63.

46. Mohammadiun H, Mohammadiun M. Numerical modeling of charring material ablation with considering chemical-reaction effects, mass transfer and surface heat transfer // Arabian Journal for Science and Engineering. 2013. Vol. 38, Iss. 9. P. 2533-2543. DOI: 10.1007/s13369-012-0510-0.

47. Martin A. Modeling of Chemical Nonequilibrium Effects in a Charring Ablator // Proc. 51st AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 2013. 14 p.

48. Machado H.A. Simulation of Ablation in a Composite Thermal Protection System via an Interface Tracking Method // J. Aerosp. Technol. Manag. 2012. Vol. 4, No 3. P. 331-340.

49. Unverdi S.O., Tryggvason G.A. Front-tracking method for viscous, incompressible, multi-fluid flows // Journal of Computational Physics. 1992. Vol. 100. P. 25-37.

50. Overview of the CHarring Ablator Response (CHAR) Code / A.J. Amar [et al.]. // Proc. 46th AIAA Thermophysics Conference, 2016. 37 p. DOI: 10.2514/6.20163385.

51. MSC.Marc. Volume A: Theory and User Information. MSC Software Corporation, 2013. 876 p.

52. Wertheimer T.B., Laturelle F. Thermal decomposition analysis of rocket motors and other thermal protection systems using MSC.Marc-ATAS // Proc. 14-th Thermal & Fluid Analysis Workshop, 2003. 16 p.

53. Modeling ablative behavior and thermal response of carbon/carbon composites / T. Yin [et al.]. // Computational Materials Science. 2014. Vol. 95. P 35-40.

54. Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. Тепловая защита. M.: Энергия, 197б. 392 с.

55. Тепломассообмен, термохимическое и термоэрозионное разрушение тепловой защиты / Д.С. Mихатулин [и др.]. M: Янус-K, 2011. 553 с.

56. Панкратов БМ., Полежаев Ю.В., Рудько A.K. Взаимодействие материалов с газовыми потоками. M.: Mашиностроение, 1975. 224 с.

57. Никитин П.В. Тепловая защита. M.: MAH, 2006. 512 с.

58. Пашков O.A. Тепло-массообмен на поверхности элементов конструкции гиперзвуковых летательных аппаратов самолетных схем при полете в атмосфере: автореф. дис. ... канд. техн. наук. Mосква. 2016. 26 с.

59. Буляккулов M.M. Взаимодействие высокоскоростного гетерогенного потока с элементами конструкции ЛA: автореф. дис. ... канд. техн. наук. Mосква. 2018. 23 с.

60. Горский В.В., Носатенко П.Я. Mатематическое моделирование процессов тепло - и массообмена при аэротермохимическом разрушении композиционных теплозащитных материалов на кремнеземной основе. M.: Научный мир, 2008. 256 с.

61. Длифанов O.M., Aртюхин E.A., Ненарокомов A3. Обратные задачи в исследовании сложного теплообмена. M.: Янус K, 2009. 300 с.

62. Идентификация математических моделей теплопереноса в разлагающихся материалах / ОМ. Ллифанов [и др.] // Тепловые процессы в технике. 2011. Т. 3, № 8. С. 338-347.

63. Нетелев A3. Идентификация математических моделей теплопереноса в разлагающихся материалах теплозащитных покрытий ЛA: дис. ... канд. техн. наук. Mосква. 2011. 129 с.

64. Овчинников ВА. Mатематическое моделирование аэродинамических процессов и тепловой защиты гиперзвуковых летательных аппаратов: автореф. дис. ... канд. физ.-мат. наук. Томск. 2018. 27 с.

65. Никитин П.В., Сотник Е.В. Особенности механизма разрушения стеклопластических теплозащитных материалов при переменных параметрах теплового воздействия // Тепловые процессы в технике. 2011. Т. 3, № 8. С. 348-359.

66. Товстоног В.А. Экспериментальные исследования и анализ механизмов термического разрушения армированных пластиков при нагреве излучением // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2007. № 2. С. 1534.

67. Товстоног В.А. Механизм термического разрушения армированного пластика при высокоинтенсивном нагреве излучением // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 1998. № 4. С. 43-67.

68. Кочетков В.Г. Разработка и исследование огнетеплозащитных эластомерных материалов с полыми алюмосиликатными микросферами, модифицированными фосфорборсодержащими соединениями: дис. ... канд. техн. наук. Волгоград. 2017. 149 с.

69. Математическое и физическое моделирование тепловой защиты / А.М. Гришин [и др.]. Томск: Изд-во Томского Университета, 2011. 358 с.

70. Vignoles G.L., Lachaud J., Aspa Y. Roughness Evolution in Ablation of Carbon-Based Materials: Multi-Scale Modelling and Material Analysis // Proc. 5th Eur. Workshop on Thermal Protection Systems and Hot Structures, 2006. 17 p.

71. Simulation of C/C composites ablation using a VOF method with moving reactive interface / Y. Aspa [et al.]. // ECCM12 proceedings, 2006.

72. A theoretical/experimental approach to the intrinsic oxidation reactivities of C/C composites and of their components / J. Lachaud [et al.]. // Carbon. 2007. Vol. 45, Iss. 14. P. 2768-2776. DOI:0.1016/j.carbon.2007.09.034.

73. Ablation in Carbon/Carbon Composites: Microscopic Observations and 3D Numerical Simulation of Surface Roughness Evolution / J. Lachaud [et al.]. // Interfaces in Heterogeneous Ceramic Systems: Ceramic Transactions Series. 2011. Vol. 191. P. 147-160. DOI: 10.1002/9781118144084.ch12.

74. Torquato S., Kim I. Efficient simulation technique to compute effective properties of heterogeneous media // Appl. Phys. Lett. 1989. Vol. 55. P. 1847-1849.

75. Welch S.W.J., Wilson J., A volume of fluid based method for fluid flows with phase change // Journal of Computational Physics. 2000. Vol. 160. P. 662-682.

76. Ablation of Carbon/Carbon Composites: Direct Numerical Simulation and Effective Behavior / Y. Aspa [et al.]. // Ceramic Engineering and Science Proceeding. 2005. Vol. 26. P. 99-106.

77. Vignoles G.L., Lachaud J., Quintard M. Modelling of carbon-carbon composite ablation in rocket nozzles // Composites Science and Technology. 2010. Vol. 70, Iss. 9, P. 1303-1311. DOI :10.1016/j.compscitech.2010.04.002.

78. Lachaud J., Aspa Y., Vignoles G.L. Analytical modeling of the steady state ablation of a 3D C/C composite. International // Journal of Heat and Mass Transfer. 2008. Vol. 51, Iss. 9-10. P. 2614-2627. D0I:10.1016/j.ijheatmasstransfer.2008.01.008.

79. Lachaud J., Vignoles G.L. A Brownian motion technique to simulate gasification and its application to C/C composite ablation // Computational Materials Science.

2009. Vol. 44, Iss. 4. P. 1034-1041.

80. Ablation of C/C Composites: Roughness and Reactivity / G.L. Vignoles [et al.].

2010. 2 p.

81. Ablation of carbon-based materials: Multiscale roughness modeling / G.L. Vignoles [et al.]. // Composites Science and Technology. 2009. Vol. 69, Iss. 9. P. 1470-1477. DOI: 10.1016/j.compscitech.2008.09.019.

82. Lachaud J., Mansour N. Modeling ablation of fibrous materials from bulk to Knudsen regime // Proc. 19th International Symposium on Transport Phenomena, 2008. 7 p.

83. Lachaud J., Cozmuta I., Mansour N.N. Multiscale approach to ablation modeling of Phenolic Impregnated Carbon Ablators // Journal of Spacecraft and Rockets. 2010. Vol. 47, No. 6. P. 910-921. DOI: 10.2514/1.42681.

84. Lachaud J., Mansour N.N. Microscopic scale simulation of the ablation of fibrous materials // Proc. 48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 2010. 10 p. DOI:10.2514/6.2010-984.

85. Effective Surface Recession Laws for the Physico-Chemical Ablation of C/C Composite Materials / G.L. Vignoles [et al.]. // Ceramic Engineering and Science Proceedings. 2010 Vol. 32. P 351-360.

86. Liu N., Yang Q. Micromechanical modeling and numerical simulation of ablation of 3D C/C composites // Proc. 13th International Conference on Fracture, 2013. 8 p.

87. New Approach to Light-Weight Ablators Analysis: From Micro-Tomography Measurements to Statistical Analysis and Modeling / N.N. Mansour [et al.]. // Proc. of the 44th AIAA Thermophysics Conference, 2013. 11 p. D0I:10.2514/6.2013-2768.

88. Benefits of X-Ray CMT for the Modeling of C/C Composites / O. Coindreau [et al.]. // Advanced Engineering Materials. 2011. Vol. 13, No. 3. P. 178-185. DOI: 10.1002/adem.201000233.

89. Modeling the oxidation of low-density carbon fiber material based on micro-tomography / J.C. Ferguson [et al.]. // Carbon. 2016. Vol. 96. P. 57-65. DOI: 10.1016/j.carbon.2015.08.113.

90. Borner A, Panerai F., Mansour N.N. High temperature permeability of fibrous materials using direct simulation Monte Carlo // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2017. Vol. 106. P. 1318-1326. DOI: 10.1016/j.ijheatmasstransfer.2016.10.113.

91. Theoretical study on the micro-scale oxidation of resin-infused carbon ablators / J.C. Ferguson [et al.]. // Carbon. 2017. Vol. 121. P. 552-562. DOI:10.1016/j.carbon.2017.06.013.

92. A generic local thermal equilibrium model for porous reactive materials submitted to high temperatures / J. Lachaud [et al.]. // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2017. Vol. 108. P. 1406-1417. DOI: 10.1016/j.ijheatmasstransfer.2016.11.067.

93. Detailed chemical equilibrium model for porous ablative materials / J. Lachaud [et al.]. // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2015. Vol. 90. P. 10341045. DOI: 10.1016/j.ijheatmasstransfer.2015.05.106.

94. Lachaud J., Mansour N.N. Porous-material Analysis Toolbox based on OpenFOAM-extend and Applications // Proc. 44th AIAA Thermophysics Conference, 2013. 21 p. D0I:10.2514/6.2013-2767.

95. Lachaud J., Mansour N.N. Porous-Material Analysis Toolbox Based on OpenFOAM and Applications // Journal of Thermophysics And Heat Transfer. 2014. Vol. 28, No. 2. P. 191-202. DOI: 10.2514/1.T4262.

96. Eekelen A. J., Lachaud J. Radiation heat-transfer model for the ablation zone of low-density carbon-resin composites // Proc. 10th AIAA/ASME Joint Thermophysics and Heat Transfer Conference, 2010. 11 p. DOI: 10.2514/6.20104904.

97. Eekelen A. J., Lachaud J. Numerical Validation of an Effective Radiation Heat Transfer Model for Fiber Preforms // Journal of Spacecraft and Rockets. 2011. Vol. 48, No. 3. P/ 534-537. DOI: 10.2514/1.51865.

98. Leroy V., Lachaud J., Magin T. Quantitative Guidelines on Radiation Model Selection for Material Response Simulation // Proc. 14th International Planetary Probe Workshop, 2017. 21 p.

99. Nouri N., Martin A. Three dimensional radiative heat transfer model for the evaluation of the anisotropic effective conductivity of fibrous materials // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2015. Vol. 83 P. 629-635. DOI:10.1016/j.ijheatmasstransfer.2014.12.041.

100. Analysis of fibrous felts for flexible ablators using synchrotron hard x-ray microtomography / F. Panerai [et al.]. // Proc. 8th European Symposium on Aerothermodynamics for Space Vehicles, 2015. 8 p. DOI: 10.13140/RG.2.1.2661.0084

101. Micro-tomography based analysis of thermal conductivity, diffusivity and oxidation behavior of rigid and flexible fibrous insulators / F. Panerai [et al.].

// International Journal of Heat and Mass Transfer. 2017. Vol. 108. P. 801-811. D01:10.1016/j.ijheatmasstransfer.2016.12.048.

102. Evaluation of the anisotropic radiative conductivity of a low-density carbon fiber material from realistic microscale imaging / N. Nouri [et al.]. // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2016. Vol. 95. P. 535-539. DOI: 10.1016/j.ijheatmasstransfer.2015.12.004.

103. Vignoles G.L., Lachaud J., Aspa Y. Environmental Effects: Ablation of C/C materials - Surface dynamics And Effective Reactivity // Chapter 12. Ceramic Matrix Composites: Materials, Modeling and Technology, First Edition. Edited by N.P. Bansal and J. Lamon. 2015. 712 p.

104. Microscale Modeling of High-Temperature Heat Transfer in Anisotropic Porous Materials / F. Semeraro [et al.]. // Proc. 11th Annual InterPore Meeting, 2019. 22 p.

105. Kinetic Rates for Gas-Phase Chemistry of Phenolic-Based Carbon Ablator in Atmospheric Air / A. Martin [et al.]. // Journal of Thermophysics and Heat Transfer. 2015. Vol. 29, No. 2 P. 222-240. DOI: 10.2514/1.T4184.

106. Finite-Rate Oxidation Model for Carbon Surfaces from Molecular Beam Experiments / S. Poovathingal [et al.]. // Proc. 46th AIAA Thermophysics Conference, 2017. Vol. 55, No 5. 15 p. D0I:10.2514/1.J055371.

107. Thermodynamic properties of carbon-phenolic gas mixtures / J.B. Scoggins [et al.]. // Aerospace Science and Technology. 2017. Vol. 66. P. 177-192. DOI: 10.1016/j.ast.2017.02.025.

108. Numerical Simulation of a Non-Charring Ablator in High Enthalpy Flows by Means of a Unified Flow-Material Solver / P. Schrooyen [et al.]. // Proc. 47th AIAA Thermophysics Conference, 2017. 14 p. DOI: 10.2514/6.2017-3352.

109. Code-to-Code Comparison, and Material Response Modeling of Stardust and MSL using PATO and FIAT / A.D. Omidy [et al.]. // NASA/CR-2015-218960, 2015. 36 p.

110. Atomistic simulation of thermal decomposition of crosslinked and non-crosslinked phenolic resin chains / F.S. Movahed [et al.]. // Proc. 42th AIAA Thermophysics Conference, 2011. 13 p. DOI:10.2514/6.2011-3786.

111. Detailed analysis of species production from the pyrolysis of the Phenolic Impregnated Carbon Ablator / H.W. Wong [et al.]. // Journal of Analytical and Applied Pyrolysis. 2016. Vol. 122. P. 258-267. D0I:10.1016/j.jaap.2016.09.016.

112. Experimental measurements of the permeability of fibrous carbon at high-temperature / F. Panerai [et al.]. // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2016. Vol. 101. P. 267-273. D0I:10.1016/j.ijheatmasstransfer.2016.05.016.

113. Lachaud J., Aspa Y., Vignoles G.L. Analytical modeling of the transient ablation of a 3D C/C composite // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2017. Vol. 115, Part A. P. 1150-1165. D0I:10.1016/j.ijheatmasstransfer.2017.06.130.

114. Multi-scale modelling strategy for textile composites based on stochastic reinforcement geometry / A. Vanaerschot [et al.]. // Comput. Methods Appl. Mech. Engrg. 2016. Vol. 310. P. 906-934. D0I:10.1016/j.cma.2016.08.007.

115. Validation of a volume-averaged fiber-scale model for the oxidation of a carbonfiber preform / J. Lachaud [et al.]. // Proc. 42nd AIAA Thermophysics Conference, 2011. 10 p. DOI: 10.2514/6.2011-3640.

116. Shi S., Li L., Liang J., Tang S. Surface and volumetric ablation behaviors of SiFRP composites at high heating rates for thermal protection applications // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2016. Vol. 102 P. 1190-1198. DOI: 10.1016/j.ijheatmasstransfer.2016.06.085

117. Microstructure and ablation behavior of an affordable and reliable nanostructured Phenolic Impregnated Carbon Ablator (PICA) / M. Natali [et al.]. // Polymer Degradation and Stability. 2017. Vol. 141. P. 84-96. D0I:10.1016/j.polymdegradstab.2017.05.017.

118. Multidimensional material response simulations of a full-scale tiled ablative heatshield / J.B.E. Meurisse [et al.]. // Aerospace Science and Technology. 2018. Vol. 76. P. 497-511. D0I:10.1016/j.ast.2018.01.013.

119. Rivier M., Lachaud J., Congedo P.M. Ablative thermal protection system under uncertainty including pyrolysis gas composition // Aerospace Science and Technology. 2019. Vol. 84. P. 1059-1069. D01:10.1016/j.ast.2018.11.048.

120. PuMA: the Porous Microstructure Analysis software / J.C. Ferguson [et al.]. // SoftwareX. 2018. Vol. 7. P. 81-87 D0I:10.1016/j.softx.2018.03.001

121. The Porous Microstructure Analysis (PuMA) Software for High-Temperature Microscale Modeling / J.M. Thornton [et al.]. // Proc. 11th Annual InterPore Meeting, 2019. 45 p.

122. Dimitrienko Y.I., Dimitrienko I.D. Effect of Thermomechanical Erosion on Heterogeneous Combustion of Composite Materials in High-Speed Flows // Combustion and Flame. 2000. Vol. 122. P. 211-226.

123. Димитриенко Ю.И., Минин В.В., Сыздыков Е.К. Численное моделирование процессов тепломассопереноса и кинетики напряжений в термодеструктирующих композитных оболочках // Вычислительные технологии. 2012. Т. 17, № 2. С. 43-59.

124. Численное моделирование сопряженных аэрогазодинамических и термодинамических процессов в композитных конструкциях высокоскоростных летательных аппаратов / Ю.И. Димитриенко [и др.]. // Математическое моделирование и численные методы, 2014, № 3 (3), С. 324.

125. Dimitrienko Y.I., Koryakov M.N., Zakharov A.A. Computational Simulation of Conjugated Problem of External Aerodynamics and Internal Heat and Mass Transfer in High-Speed Aircraft Composite Constructions // International Journal of Mechanical Engineering and Robotics Research. 2017. Vol. 6, No. 1, P. 58-64. D0I:10.18178/ijmerr.6.1.58-64.

126. Димитриенко Ю.И., Сборщиков С.В., Еголева Е.С. Моделирование высокотемпературных механических и теплофизических характеристик деструктирующих композитов на основе конечно-элементного микроструктурного анализа // Тепловые процессы в технике. 2016. Т. 8, № 12. С. 564-572.

127. Gorskii V.V., Zaprivoda A.V. Application of the Complete Thermochemical Model of Carbon Destruction to the Problem of Destruction of Carbon Fiber Reinforced Plastic Material under Transient Heating // High Temperature. 2014. Vol. 52, No. 2. P. 230-234. DOI: 10.1134/S0018151X14020102.

128. Горский В.В., Запривода А.В. О применении полной термохимической модели разрушения углерода к задаче разрушения углепластика в условиях нестационарного нагрева // Теплофизика высоких температур. 2014. Т. 52, № 2. С. 240-245. D0I:10.7868/S0040364414020100.

129. Gorskii V.V., Kovalskii M.G., Olenicheva A.A. Determination of The Kinetic Oxidation Constants Of Carbon Materials On The Basis Of Analysis Of Experiments On Their Ablation // Journal of Engineering Physics and Thermophysics. 2017. Vol. 90, No. 1. P. 126-133. DOI: 10.1007/s10891-017-1547-4.

130. Горский В.В., Ковальский М.Н., Оленичева А.А. Об определении кинетики окисления углерода атомарным кислородом на базе анализа результатов абляционных экспериментов в струях // Инженерно-физический журнал. 2016. Т. 79, № 5. C.1-9.

131. Gorskii V.V., Olenicheva A.A. On the Relevance of Practical Application of Numerical-Theoretical Models of Oxidation of a Carbon Material in Gas Flows // High Temperature. 2018. Vol. 56, No. 2, P. 270-274. DOI: 10.1134/S0018151X18020104.

132. Горский В.В., Оленичева А.А. К вопросу об обоснованности использования на практике расчетно-теоретических моделей окисления углеродного материала в газовых потоках // Теплофизика высоких температур. 2018. Т. 56, № 2. С. 277-281 DOI:10.7868/S0040364418020163.

133. Processing and characterization of ZrB2-based ultra-high temperature monolithic and fibrous monolithic ceramics / W.G. Fahrenholtz [et al.]. // Journal of Materials Science. 2004. Vol. 39. P. 5951-5957.

134. Fahrenholtz W.G. The ZrB2 Volatility Diagram // J. The American Ceramic Society. 2005. Vol. 88, Iss. 12. P. 3509-3512. DOI:10.1111/j.1551-2916.2005.00599.x.

135. Fahrenholtz W.G. Thermodynamic Analysis of ZrB2-SiC Oxidation: Formation of a SiC-Depleted Region // J. The American Ceramic Society. 2007. Vol. 90. P. 143-148. DOI: 10.1111/j.1551-2916.2006.01329.x.

136. Parthasarathy T.A., Cinibulk M.K., Opeka M. Modeling and Evaluating the Environmental Degradation of UHTCs under Hypersonic Flow // Chapter 11 in Ultra-High Temperature Ceramics: Materials for Extreme Environment Applications, First Edition, 2014. P.267-290.

137. A model for the oxidation of ZrB2, HfB2 and TiB2 / T.A. Parthasarathy [et al.]. // Acta Materialia. 2007. Vol. 55. P. 5999-6010. DOI:10.1016/j.actamat.2007.07.027.

138. Effects of Phase Change and Oxygen Permeability in Oxide Scales on Oxidation Kinetics of ZrB2 and HfB2 / T.A. Parthasarathy [et al.]. // J. The American Ceramic Society. 2009. Vol. 92. P. 1079-1086. DOI:10.1111/j.1551-2916.2009.03031.x.

139. Modeling Oxidation Kinetics of SiC-Containing Refractory Diborides / T.A. Parthasarathy [et al.]. // J. The American Ceramic Society. 2012. Vol. 95. P. 338349. DOI:10.1111/j.1551-2916.2011.04927.x.

140. Thermochemical and Mechanical Stabilities of the Oxide Scale of ZrB2+SiC and Oxygen Transport Mechanisms / J.L. Thomas [et al.]. // Journal of the American Ceramic Society. 2008. Vol. 91. P. 1475-1480. DOI:10.1111/j.1551-2916.2008.02319.x.

141. Modeling of oxidation effects on heat transfer behavior of ZrB2 and ZrB2-SiC Ceramics at high temperature / J. Wei [et al.]. // Journal of Ceramics in Proceedings of the 53rd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics and Materials Conference, 2012. 11 p. DOI:10.2514/6.2012-2000.

142. Material Properties Database, JAHM Software // URL: http://www.jahm.com (обращения 06.05.2019).

143. Barin I. Thermochemical Data of Pure Substances // Wiley-VCH, 1995. 1936 p.

144. Hirschfelder J.O., Curtiss C.F., Bird R.B. Molecular Theory of Gases and Liquid. Wiley, 1954. 1219 p.

145. Bridgman P. W. The Physics of High Pressure. G. Bell and Sons, 1931. 398 p.

146. Modeling of Thermal and Mechanical Behavior of ZrB2-SiC Ceramics after High Temperature Oxidation / J. Wei [et al.]. // Journal of Ceramics. 2014. Vol. 2014. 9p. DOI: 10.1155/2014/169748.

147. Panerai F., Chazot O. Characterization of gas/surface interactions for ceramic matrix composites in high enthalpy, low pressure air flow // Materials Chemistry and Physics. 2012. Vol. 134, Iss. 2-3. P. 597-607. DOI: 10.1016/j.matchemphys.2012.03.036.

148. Multiscale Extraction of Morphological Features in Woven CMCs / C. Chapoullie [et al.]. // Developments in Strategic Materials and Computational Design. Part IV. 2013. P. 253-262. DOI: 10.1002/9781118807743.ch22.

149. Temperature Jump Phenomenon during Plasmatron Testing of ZrB2-SiC UltraHigh Temperature Ceramics / J. Marschall [et al.]. // Journal of Thermophysics and Heat Transfer. 2012. Vol. 26, No. 4. P. 559-572. DOI:10.2514/1.T3798.

150. Characterization of the surface temperature jump beyond active oxidation of carbon/silicon carbides in extreme aerothermal conditions / F. Panerai [et al.]. // Carbon. 2014. Vol. 71. P. 102-119. DOI:10.1n016/j.carbon.2014.01.018

151. Passive/active oxidation transition for CMC structural materials designed for the IXV vehicle re-entry phase / M. Balat-Pichelin [et al.]. // Journal of the European Ceramic Society. 2015. Vol. 35(2). P. 487-502. DOI: 10.1016/j.jeurceramsoc.2014.09.026.

152. Aerothermal response of ceramic matrix composites to nitrogen plasma at temperatures above 2000 K / F. Panerai [et al.]. // Aerospace Science and Technology. 2014. Vol. 39. P. 1-5. DOI:10.1016/j.ast.2014.07.007.

153. Deal B.E., Grove A.S. General Relationship for the Thermal Oxidation of Silicon // Journal of Applied Physics. 1965. Vol. 36. P. 3770-3778. DOI:10.1063/1.1713945.

154. Hou X., Chou K., Li F. A new treatment for kinetics of oxidation of silicon carbide // Ceramics International. 2009. Vol. 35. P. 603-607. D01:10.1016/j.ceramint.2008.01.015.

155. Modified Deal Grove model for the thermal oxidation of silicon carbide / Y. Song [et al.]. // J. Appl. Phys. 2004. Vol. 95. P. 4953-4957. D0I:10.1063/1.1690097.

156. Oxidation behaviour of silicon carbide - a review / J. Roy [et al.]. //Rev. Adv. Mater. 2014. Vol. 38. P. 29-39.

157. Benfdila A., Zekentes K. On Silicon Carbide Thermal Oxidation // African Physical Review. 2010. Vol. 4. P. 25-30.

158. Three-Dimensional Growth Rate Modeling and Simulation of Silicon Carbide Thermal Oxidation / V. Simonka [et al.]. // Simulation of Semiconductor Processes and Devices. 2016. P. 233-236.

159. Gupta S.G., Akhtar J. Thermal Oxidation of Silicon Carbide (SiC) -Experimentally Observed Facts // InTech. Chapter 9 in book Silicon Carbide -Materials, Processing and Applications in Electronic Devices. 2011. P. 207-230.

160. Roy M.S. A Model for the Oxidation of Carbon Silicon Carbide Composite Structures // Carbon. 2005. Vol. 43(2). P. 275-285. DOI: 10.1016/j.carbon.2004.09.010.

161. Christen T., Ioannidis A., Winkelmann C. A model for thermal oxidation of Si and SiC including material expansion // Journal of Applied Physics. 2015. Vol. 117. 10 p.

162. Goto D., Hijikata Y. Unified theory of silicon carbide oxidation based on the Si and C emission model // Journal of Physics D: Applied Physics. 2016. Vol. 49. 10 p.

163. Model Calculation of SiC Oxidation Rates in the Thin Oxide Regime / Y. Hijikata [et al.]. // Materials Science Forum. 2009. Vol. 600-603. P. 663-666. DOI:10.4028/www.scientific.net/MSF.600-603.663.

164. Thermal Oxidation Mechanism of Silicon Carbide / Y. Hijikata [et al.]. // Chapter 7. Physics and Technology of Silicon Carbide Devices. 2013. P. 181-206. DOI: 10.5772/50748.

165. Житнюк С.В. Бескислородные керамические материалы для аэрокосмической техники (обзор) // Труды ВИАМ: электрон. науч.-технич. журн. 2018. № 8 (68). Ст. 08. URL: http://www.viam-works.ru (дата обращения 17.06.2019). DOI:10.18577/2307-6046-2018-0-8-81-88

166. Колобов Н.А., Самохвалов М.М. Диффузия и окисление полупроводников. М.: Металлургия, 1975. 456 с.

167. Горский В.В., Гордеев А.Н., Дудкина Т.И. Расчетно-теоретическая модель аэротермохимической деструкции карбида кремния, омываемого высокотемпературным потоком воздуха // Теплофизика высоких температур. 2012. Т. 50, № 5. С. 692-699.

168. Апробация расчетно-теоретической модели аэротермохимической деструкции карбида кремния, омываемого высокотемпературным потоком воздуха / В.В. Горский [и др.]. // Москва: Инженерный журнал: наука и инновации. 2016. № 11. С. 1-11.

169. Теоретические основы расчета абляционной тепловой защиты [Текст] / В.В. Горский. М.: Научный мир, 2015. 687 с.

170. Буланов И.М., Воробей В.В. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов: Учеб для вузов. М.:Изд-во МГТУ им Н Э Баумана, 1998. 516 с.

171. Дульнев Г.Н., Заричняк Ю.П. Теплопроводность смесей и композиционных материалов. Л.: Энергия, 1974. 264 с.

172. Дульнев Г.Н., Новиков В.В. Процессы переноса в неоднородных средах. Л.: Энергоатомиздат. Ленингр. отд-ние, 1991. 248 с.

173. Advanced ceramic matrix composite materials for current and future propulsion technology applications / S. Schmidt [et al.]. // Acta Astronautica. 2004. Vol. 55, Is. 3-9. P. 409-420. DOI:10.1016/j.actaastro.2004.05.052.

174. Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Mikhailovskii K.V. Development of elements of reusable heat shield coatings from a carbon-ceramic composite material. 1. Theoretical forecast // Journal of Engineering Physics and Thermophysics. 2019. Vol. 92, No. 1. P. 89-94. DOI: 10.1007/s10891-019-01910-0.

175. Development of elements of a reusable heat shield from a carbon-ceramic composite material. 2. Thermal tests of specimens of the material / S.V. Reznik [et al.]. // Journal of Engineering Physics and Thermophysics. 2019. Vol. 92, No. 2. P. 306-313. DOI: 10.1007/s10891-019-01934-6.

176. Богачев Е.А. Высокотемпературные конструкционные композиционные материалы с минимальной структурной ячейкой // Композиты и наноструктуры. 2017. Т. 9, № 1. С. 12-23.

177. Способ изготовления пористого каркаса - основы композиционного материала: патент РФ №2620810 / Е.А. Богачев, А.Б. Елаков, А.П. Белоглазов, Ю.А. Денисов, А.Н. Тимофеев; заявл. 06.05.2016; опубл. 29.05.2017.

178. Богачев Е.А. Свойства конструкционного окислительностойкого композиционного материала с карбидокремниевой матрицей из газовой фазы монометилсилана для изделий авиакосмической техники // Материалы конференции Высокотемпературные керамические композиционные материалы и защитные покрытия. 2014. 13 с.

179. Просунцов П. В., Баринов Д. Я. Разработка математической модели прогрева и разрушения углерод-керамических композиционных материалов // Тепловые процессы в технике. 2017. Т. 9. № 7. С. 311-318.

180. Гиршфельдер Дж., Кертисс Ч., Берд Р. Молекулярная теория газов и жидкостей. М.: Издательство иностранной литературы, 1961. 929 с.

181. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. Справочное издание. Т. 2, кн. 2 / Л.В. Гурвич [и др.]. М.: Наука, 1979. 344 с.

182. Зигель Р., Хауэлл Д. Теплообмен излучением. М.: Мир, 1975. 934 с.

183. Мак-Адамс В.Х. Теплопередача. М.: Металургиздат, 1961. 690 с.

184. Сегерлинд Л. Применение метода конечных элементов. М.: Мир, 1979. 392 с.

185. Кувыркин Г.Н. Термомеханика деформируемого твердого тела при высокоинтенсивном нагружении. М.: МГТУ, 1993. 142 с.

186. Barinov D.Ya., Prosuntsov P.V. Modelling of destruction of carbon-ceramic composite materials with variable density // AIP Conference Proceedings 2171, 170011. 2019. 9 p. DOI: 10.1063/1.5133322.

187. ASTM E1461-13 Standard Test Method for Thermal Diffusivity by the Flash Method. ASTM International, 2013. 11 p.

188. ГОСТ Р 56754-2015. Пластмассы. Дифференциальная сканирующая калориметрия (ДСК). Часть 4. Определение удельной теплоемкости. М.: Стандартинформ, 2016. 6 с.

189. ГОСТ 15139-69. Пластмассы. Методы определения плотности (объемной массы). М.: Издательство стандартов, 1981. 17 с.

190. ГОСТ Р 57844-2017. Композиты. Определение плотности методом замещения - кажущаяся плотность, определенная газовой пикнометрией. М.: Стандартинформ, 2019. 11 с.

191. ГОСТ Р 56721-2015. Пластмассы. Термогравиметрия полимеров. Часть 1. Общие принципы. М.: Стандартинформ, 2016. 11 с.

192. Просунцов П.В., Баринов Д.Я., Богачев Е.А. Исследование термоокислительной деструкции материала на основе углеродных волокон // М.: Инженерный журнал: наука и инновации. 2019. № 7(91). 14 с. DOI: 10.18698/2308-6033-2019-7-1899.

193. Лаборатория взаимодействия плазмы и излучения с материалами // URL: http://plasmalab.ipmnet.ru/ru/ (дата обращения 10.01.2020 г.).

194. Баринов Д.Я., Просунцов П.В. Моделирование деструкции углерод-керамического композиционного материала // Тепловые процессы в технике. 2018. Т. 10. №5-6. С. 198-206.

195. Zircar Ceramics. High Temperature Fibrous Ceramic Materials // URL: http://www.zircarceramics.com (дата обращения 10.01.2020 г.).

196. Barinov D.Ya., Prosuntsov P.V. Modelling the heating and ablation of carbon-ceramic composite materials of various density // AIP Conference Proceedings 2135, 020008. 2019. 5 p. DOI: 10.1063/1.5120645.

197. Prosuntsov P.V., Shulyakovskii A.V., Taraskin N.Yu. Numerical simulation of a thermal-protection element of a promising reusable capsule-type lander // Journal of Engineering Physics and Thermophysics. 2017. Vol. 90, No. 1. P. 110-116. DOI: 10.1007/s10891-017-1545-6.

ПРИЛОЖЕНИЕ

П.1. Стендовые испытания образцов из углерод-керамических композиционных материалов

Образец №1.2 из УККМ с плотностью 1200 кг/м3 ступенчато (со ступеньками 1200 и 1500 °С) нагревался до температуры 1720 °С и выдерживался при этой температуре в течение 180 с. Общее время испытания составляло 540 с. На третьей ступени нагрева наблюдается скачкообразные колебания максимальной температуры по площади образца. Это связано с возникновением локальных очагов разрушения поверхности и деструкцией образца. Термоизображения поверхности образца при испытании показаны на Рисунке П. 1. Распределение температуры по образцу в первой половине эксперимента равномерное (Рисунки П. 1, а, б, в). На 453-455 с эксперимента имел место быстрый локальный перегрев периферийной области образца (Рисунок П. 1, г), который инициировал возникновение фронта разрушения и его продвижение к центру образца (Рисунок П. 1, д, е).

б

в

г

Рисунок П. 1. Термоизображения поверхности образца №1.2 при испытании а - 113 с; б - 331 с; в - 425 с; г - 455 с; д - 487 с; е - 542 с

Образец №1.4 из УККМ с плотностью 1400 кг/м3 ступенчато (ступени 1200 и 1500 °С) нагревался до температуры 1720 °С и выдерживался при этой температуре в течение 420 с. Общее время испытания составило 810 с. Термоизображения поверхности образца при испытании показаны на Рисунке П. 2. В ходе эксперимента распределение температуры по поверхности образца было равномерным. На последней температурной ступени эксперимента имеются скачкообразные забросы температуры, однако начала деструкции образца не наблюдалось. Одна из таких зон локального перегрева (Рисунок П.2, г) возникла на 672-675 с и исчезла на 679 с (Рисунок П.2, д).

е

б

в

г

д

Рисунок П.2. Термоизображения поверхности образца №1.4 при испытании а - 159 с; б - 329 с; в - 407 с; г - 675 с; д - 679 с; е - 810 с

е

Образец № 1.6 из УККМ с плотностью 1600 кг/м3 ступенчато (со ступенями 1200 и 1500 °С нагревался до температуры 1720 °С, после чего выдерживался в изотермических условиях 420с. Температурные зависимости имеют стабильный характер, без видимых локальных скачков температуры. Общее время испытания составило 840. Термоизображения поверхности образца при испытании показаны на Рисунке П.3. Видно, что распределение температуры по поверхности образца равномерное (Рисунок П.3, а, б). На завершающей стадии эксперимента (Рисунки П.3, в, г) наблюдается некоторая деструкция маски, однако это не оказало влияния на температурное состояние образца.

а

в

г

Рисунок П.3. Термоизображения поверхности образца №1.6 при испытании

а - 356 с; б - 538 с; в - 679 с; г - 840 с

Образец №1.8 из УККМ с плотностью 1800 кг/м3 ступенчато (со ступеньками 1100, 1300, 1500 °С по ~150 с) нагревался до температуры 1720 °С и выдерживался в течение 140 с. Общее время испытания составило 760 с. На последней температурной ступени наблюдались скачкообразные изменения температуры (до ~2000 °С). Это говорит о деструкции поверхности образца. Термоизображения поверхности образца при испытании показаны на Рисунке П. 6. В начале эксперимента имели место локальные перегревы поверхности (Рисунок П.4, а), однако температурное поле по площади образца равномерное (Рисунки П.4, б, в). На 673 с наблюдается локальный перегрев периферийной области образца (до ~2000 °С), который инициировал возникновение фронта деструкции

(Рисунок П. 4, г, д). В конце эксперимента процесс деструкции охватил почти половину поверхности образца (Рисунок П.4, е).

а

Рисунок П.4. Термоизображения поверхности образца №1.8 при испытании а - 307 с; б - 457 с; в - 673 с; г - 675 с; д - 696 с; е - 762 с

П.2. Стендовые испытания конструктивно подобного образца

Конструктивно подобный образец за 120 с нагревался до температуры до 1720°С и выдерживался при этой температуре 420 с. В конце эксперимента была попытка кратковременно (на ~20 с) увеличить температуру в критической точке образца до 2100 °С, однако при максимальной мощности плазмотрона удалось достичь температуры ~2000 °С. Общая продолжительность испытания 628 с. Термоизображения поверхности образца при испытании показаны на Рисунке П. 5. В начале эксперимента можно говорить о равномерности температурного поля на фронтальной поверхности образца (Рисунки П. 5, а, б). На 560 с возникает очаг локального перегрева с температурой ~1950 °С в центральной области образца (Рисунок П. 5, в), при этом распространяющийся фронт перегрева в последующие моменты времени имеет кольцевую форму (Рисунок П. 5, г). По мере приближения фронта перегрева к периферийной области образца, в его центральной области образуется новая зона перегрева (Рисунок П. 5, г, д).

д е

Рисунок П. 5. Термоизображения поверхности конструктивно подобного образца

цилиндр при испытании а - 112 с; б - 270 с; в - 560 с; г - 562 с; д - 565 с; е - 570 с

Kompozit

Пионерская ул., д. 4, г. Королёв, Московская область,

тел. [phone] канцелярия 513-2256, факс [phone]

E-Mail: info @ kompozitmv.rti

Россия, 141070

Телеграф БЕРЕЗА

ШМЗ. nc.4.xof;^t V /cw

ОКПО 56897835, ОГРН 1025002043813, ИНН / КПП 5018078448/501801001

АКТ

о внедрении результатов диссертационной работы на соискание ученой

степени кандидата технических наук Баринова Дмитрия Яковлевича

Диссертационная работа Баринова Д.Я. на соискание ученой степени

кандидата технических наук на тему «Определение характеристик деструкции теплозащитных покрытий летательных аппаратов из пористых углерод-керамических композиционных материалов» посвящена разработке физической и математической моделей тепло- и массопереноса в пористых углерод-керамических композиционных материалах и расчетно-экспериментальному определению их теплофизических характеристик.

Разработанная в рамках диссертационной работы математическая модель позволяет в зависимости от микроструктуры материала, а также температуры и параметров набегающего потока проводить моделирование температурных полей и фазового состава как в представительных элементах объема, так и в элементах конструкции летательных аппаратов и проводить расчет эффективных скоростей и энтальпий деструкции.

Отдельные результаты работы использованы при проведении НИОКР по созданию материалов теплозащитного покрытия перспективного космического аппарата.

Начальник отделения керамоматричных

композитов и окислительностойких покрытйщ к.тлд/ / БогачевЕ.А.