Расчетно-экспериментальное исследование теплового состояния конструктивных элементов высокоскоростных летательных аппаратов с тепловой защитой из оксидных керамик. тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Алиев Азер Алиназар оглы

• Алиев Азер Алиназар оглы
• кандидат наук
• 2024

Оглавление диссертации кандидат наук Алиев Азер Алиназар оглы

Список сокращений

Введение

Глава 1. Высокоскоростные летательные аппараты, тепловые нагрузки, методы и средства тепловой защиты теплонапряженных элементов

конструкции

1.1. Типы высокоскоростных атмосферных летательных аппаратов

1.2. Оценка тепловых нагрузок на конструкцию высокоскоростного летательного аппарата

1.3. Методы тепловой защиты теплонапряженных элементов

конструкции высокоскоростного летательного аппарата

1.3.1. Теплоаккумулирующие системы

1.3.2. Системы радиационного охлаждения

1.3.3. Системы охлаждения с перераспределением теплоты

1.3.4. Системы активной тепловой защиты

1.3.5. Системы нетрадиционной тепловой защиты

1.4. Термостойкие материалы и композиции в системах тепловой защиты летательных аппаратов

1.5. Модификация излучательных характеристик теплозащитных

покрытий

Выводы по главе

Глава 2. Численное исследование теплового состояния теплонапряженных

элементов конструкции высокоскоростных летательных аппаратов

2.1. Тестирование расчетной схемы с помощью SolidWorks Flow Simulation

2.2. Сравнительная оценка температурного состояния кромки носовой части высокоскоростного летательного аппарата

2.3. Исследование возможности повышения термостойкости кромки аэродинамического профиля

Выводы по главе

Глава 3. Экспериментально-теоретическое исследование тепловых

характеристик термостойкой облицовки

3.1. Определение тепловых характеристик

высокотемпературных покрытий

3.2. Оценка физических характеристик высокотемпературной теплоизолирующей облицовки

3.3. Оценка корректности полученных теплофизических характеристик высокотемпературного покрытия

Выводы по главе

Глава 4. Моделирование теплового состояния носовых кромок элементов

конструкции, обтекаемых высокоскоростным газовым потоком

4.1. Экспериментальная установка для газодинамических испытаний

и моделирования теплового состояния модели кромки

4.2. Характеристики рабочей среды и выбор материалов модели кромки

4.3. Исследование газодинамических характеристик поля течения

в рабочей зоне газогенератора

4.4. Предварительный анализ температурного состояния клина

с металлическим сердечником и теплоизолирующей облицовкой

4.5. Методика экспериментальных исследований теплового состояния

моделей и режимы тепловых испытаний

Выводы по главе

Глава 5. Экспериментальное исследование теплового состояния

модели носовой кромки, обтекаемой высокоскоростным газовым

потоком

5.1. Физические модели носовой кромки

5.2. Параметры испытаний

5.3. Газодинамические параметры течения высокотемпературного

газового потока в рабочей зоне

5.4. Результаты тепловых испытаний моделей

Выводы по главе

Общие выводы и заключение

Литература

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

БПЛА

ВЛА ВРД ГГ

ВИАМ

беспилотный летательный аппарат Всесоюзный институт авиационных материалов высокоскоростной летательный аппарат воздушно-реактивный двигатель горючий газ

ГЛА — гиперзвуковой летательный аппарат

ГПВРД — гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

СПВРД — сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

ТКЛР — температурный коэффициент линейного расширения

ТРД — турбореактивный двигатель

УККМ — углерод-керамический композиционный материал

УУКМ — углерод-углеродный композиционный материал

ДУ

ЖРД

КС

МБР

ПВРД

ПГС

ПС

двигательная установка жидкостной ракетный двигатель камера сгорания

межконтинентальная баллистическая ракета прямоточный воздушно-реактивный двигатель пневмогидросистема продукты сгорания

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Расчетно-экспериментальное исследование теплового состояния конструктивных элементов высокоскоростных летательных аппаратов с тепловой защитой из оксидных керамик.»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность исследования. Развитие аэрокосмической техники позволило выполнять полеты в околоземном космическом пространстве и тропосфере, решая ряд важнейших практических задач. Однако, несмотря на многолетние исследования, область высот (20...60 км), характеризуемая относительно высоким содержанием кислорода и плотностью, остается областью экспериментальных исследований в плане создания летательных аппаратов (ЛА), оптимальным образом использующих физические свойства атмосферы на этих высотах.

В соответствии с целями Комплексной программы развития авиатранспортной отрасли Российской Федерации до 2030 года [1], следует рассматривать возможности применения высокоскоростных аппаратов как средства оперативной доставки полезной нагрузки на дальние расстояния и при проведении спасательных операций, обеспечения авиатранспортной связанности регионов Российской Федерации и мобильности населения, поддержания необходимого уровня безопасности полетов, обеспечения технологического суверенитета в авиатранспортной отрасли Российской Федерации, а также как научно-технический задел для развития межконтинентальной гражданской авиации.

Согласно принципам аэродинамики сверхзвуковых скоростей, ЛА с малым лобовым сопротивлением и высоким аэродинамическим качеством должен иметь форму тонкого клина, что реализовано в известных экспериментальных аппаратах Х-43, Х-51, «Игла» [2-9]. Основной задачей при практическом применении высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА) является обеспечение устойчивого режима полета в плотных слоях атмосферы в течение длительного периода времени (0,5-3 ч), что связано с решением ряда сложных научно-технических задач, одна из наиболее значимых — это тепловая защита самого ВЛА и обеспечение рабочего температурного режима всех его систем [10].

В процессе полета кроме теплового имеет место и окислительное воздействие кислорода воздуха, что может приводить к термоокислительной эрозии аэродинамических элементов конструкции (особенно тонкопрофильных кромок — элементов хвостового оперения, носовой части, профилей воздухозаборника силовой установки), а следовательно, к изменению их формы и аэродинамической картины обтекания ВЛА. При прогнозируемых скоростях полета температура элементов конструкции ЛА достигает 3000 °С [10]. Это требует решения вопроса о разработке систем тепловой защиты.

Существенной проблемой при выборе материалов и конструктивного оформления наиболее теплонапряженного элемента — кромки — аэродинамического профиля ВЛА является достоверность данных о физико-механических свойствах материалов в широком диапазоне температур вплоть до предельно высоких. Поэтому заключение о работоспособности того или иного варианта конструкции может быть получено только в результате экспериментальных исследований. Так как условия высокотемпературных тепловых и теплопрочностных испытаний образцов материалов и элементов конструкции чаще всего определяются техническими возможностями и по ряду параметров не соответствуют натурным условиям, важной задачей является разработка методов моделирования теплового состояния, методики испытаний и интерпретации экспериментальных данных.

Степень разработанности темы исследования. Разработка высокоскоростных атмосферных летательных аппаратов связана с решением широкого круга сложных вопросов аэрогазодинамики, теплообмена, материаловедения, тепловых и теплопрочностных испытаний и др.

Исследованиями вопросов аэрогазодинамики и теплообмена, связанными с разработкой конструкций ВЛА, занимались Б.А. Землянский, Г.Н. Залогин, Р.В. Ковалев, В.П. Маринин, И.Н. Мурзинов, А.М. Гришин, В.М. Фомин, В.С. Авдуевский, Г.А. Тирский, Д. Кюхеман и др. [11-15].

Вопросы гиперзвуковой аэродинамики изучали В.В. Лунев, А.Н. Крайко, Г.Г. Черный, Н.Ф. Краснов и др. [16-19], а особенности, связанные с аэрофизикой

и теплообменом при обтекании газовым потоком высокоскоростных атмосферных летательных аппаратов, изучались в работах В.В. Горского, С.Т. Суржикова, В.Я. Борового и др. [20-25]. Вопросы испытаний летательных аппаратов, теплозащитных материалов и элементов тепловой защиты, а также разработки методов моделирования рассмотрены в работах Ю.В. Полежаева, О.М. Алифанова, Н.А. Анфимова, В.И. Власова, В.И. Звегинцева, А.Ф. Колесникова, М.И. Якушина и др. [26-33].

В настоящей работе рассмотрен один из актуальных вопросов обеспечения работоспособности носовой кромки атмосферного ВЛА, в качестве прототипа которого использован ЛА типа Х-43, что обусловлено значительным объемом данных о конструкции и условиях полета, имеющихся в открытом доступе.

Объект исследования: носовая кромка аэродинамического профиля ВЛА, которую предлагается выполнить в виде многоэлементной сборки, содержащей высокотеплопроводный сердечник и термостойкую облицовку из оксидной керамики, геометрические параметры которых выбираются из условий максимального теплооттока от области критической точки при обеспечении предельно допустимой температуры на внешней поверхности облицовки и допустимой по критической температуре сердечника и его химическому взаимодействию с материалом облицовки, что позволит расширить диапазон допустимых высотно-скоростных параметров длительного полета в атмосфере.

Предмет исследования: тепловое состояние многоэлементной кромки аэродинамического профиля атмосферного ВЛА на основе доступной информации и соответствующих экспериментальных исследований на физических моделях.

Методология исследования основана на численных методах определения тепловой нагрузки, действующий на внешний наиболее теплонапряженный элемент конструкции ВЛА, и результатах экспериментальных исследований с использованием специально изготовленных физических моделей при их тепловых испытаниях в высокотемпературном газовом потоке.

Цель исследования — расчетный анализ теплового состояния теплонапряженного элемента конструкции ВЛА в виде теплопроводного сердечника с термостойкой облицовкой для условий атмосферного полета и модельных тепловых испытаний, разработка и практическая реализация методики физического моделирования в плане обоснования перспектив практического приложения предложенной схемы теплонапряженной кромки.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

- выполнить оценку тепловых нагрузок на конструкцию ВЛА;

- проанализировать современные методы тепловой защиты теплонапряженных элементов конструкции ВЛА, обосновать применение многоэлементной сборки кромки аэродинамического профиля;

- провести обзор и проанализировать применение различных материалов и их композиций в составе предлагаемой многоэлементной сборки;

- выполнить численное исследование теплового состояния теплонапряженных кромок для принятых условий внешнего обтекания высокоскоростным воздушным потоком и моделирующим его высокоскоростным газовым потоком в условиях стендовых тепловых испытаний;

- провести исследование тепловых характеристик термостойкого покрытия и оценить физические характеристики высокотемпературной изолирующей облицовки;

- разработать методику тепловых испытаний физических моделей кромки, провести экспериментальное исследование теплового состояния моделей и дать расчетно-теоретическую интерпретацию экспериментальных результатов.

Научная новизна исследования: 1. Исследована проблема обеспечения работоспособности наиболее теплонапряженных элементов конструкции атмосферных высокоскоростных летательных аппаратов — кромок аэродинамических профилей, рассмотрены различные методы их тепловой защиты.

2. Предложена конструктивная схема кромки в виде теплопроводного сердечника и высокотемпературной облицовки из оксидной керамики и обоснован ее выбор.

3. Проведены численные и экспериментальные исследования кромок при различных комбинациях применяемых материалов.

4. Разработана и апробирована методика испытаний и интерпретации экспериментальных данных.

Практическая значимость исследования. Результаты проведенных расчетно-экспериментальных исследований показывают, что применение предложенной конструктивной схемы кромки аэродинамических элементов в перспективе позволит расширить область допустимых режимных параметров полета многоразовых атмосферных ВЛА.

Основные положения диссертации, выносимые на защиту:

1. Результаты комплексного расчетно-экспериментального анализа практической применимости предлагаемой схемы конструктивного исполнения теплонапряженных аэродинамических элементов ВЛА.

2. Методика и результаты экспериментальной оценки тепловых характеристик высокотемпературных материалов.

3. Предложения по выбору материалов при практической реализации выбранной схемы конструктивного исполнения теплонапряженных аэродинамических элементов высокоскоростных атмосферных летательных аппаратов многоразового использования, обеспечивающие расширение диапазона допустимых режимных параметров полета.

Рекомендации по внедрению. Результаты диссертационной работы могут быть рекомендованы для использования при проектировании элементов ВЛА в Научно-исследовательском институте конструкционных материалов и технологических процессов МГТУ им. Н.Э. Баумана, входящем в состав НУК «Машиностроительные технологии», а также использованы как научный задел для проектирования перспективных многоразовых ВЛА, предназначенных для

оперативной доставки грузов на дальние расстояния (например, в Арктическую зону РФ) и участия в доставке полезной нагрузки в спасательных операциях.

В учебном процессе МГТУ им. Н.Э. Баумана использованы:

- результаты экспериментальных исследований и методики расчета теплового состояния элементов конструкции ВЛА;

- методика численного моделирования тепловой картины конструктивных элементов ВЛА при движении со сверхзвуковыми скоростями в пакете инженерного анализа SolidWorks (модуль Flow Simulation).

Перечисленные научные материалы используются при чтении лекций и проведении семинаров по курсу «Тепловые режимы летательных аппаратов», в научно-исследовательских, курсовых и выпускных квалификационных работах студентов кафедры «Космические аппараты и ракеты-носители».

Достоверность и обоснованность результатов подтверждается использованием математических моделей, основанных на фундаментальных законах механики и теплофизики, соответствием результатов теоретических исследований, математического моделирования и стендовых испытаний.

Апробация работы. О результатах проведенных исследований были сделаны доклады на следующих научных мероприятиях: XIII Всероссийская конференция молодых ученых и специалистов (с международным участием «Будущее машиностроения России» (Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 22-25 сентября 2020 г.); IV Всероссийская научно-техническая конференция «Высокотемпературные керамические композиционные материалы и защитные покрытия (Москва, ВИАМ, 11 декабря 2020 г.); XLV Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королева и других выдающихся отечественных ученых — пионеров освоения космического пространства (Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 30 марта 2 апреля 2021 г.).

Публикации. Основные положения и результаты диссертационной работы отражены в восьми научных публикациях, в том числе пяти статьях в журналах Перечня ВАК, в одной публикации в журнале, индексируемом в базе данных Scopus, и в трех сборниках конференций.

Личный вклад соискателя. Проведено аналитическое исследование различных концепций ВЛА и обоснована необходимость обеспечения тепловой защиты наиболее теплонагруженных элементов конструкции аппаратов, таких как кромки аэродинамических профилей, обтекаемые высокоскоростным газовым потоком. Обоснован выбор модели кромки носовой части и разработана методика испытаний. Предложены сочетания материалов для изготовления теплоизолирующей облицовки. Проведен комплекс расчетно-теоретических и расчетно-экспериментальных исследований теплонапряженного состояния кромки носовой части конструкции ВЛА. По результатам исследований сделаны выводы о корректности и перспективах реализации разработанной методики. Все основные результаты работы получены лично автором.

Структура исследования: работа состоит из введения, пяти глав, заключения и списка литературы (178 наименований). Работа содержит 199 страниц машинописного текста, включает 126 рисунков и 17 таблиц.

Первая глава посвящена обзору различных концепций гиперзвуковых летательных аппаратов и обоснованию выбора объекта исследования. В ней также рассмотрены различные тепловые нагрузки на элементы конструкции ВЛА, выявлены наиболее теплонагруженные элементы конструкции. Проведен обзор методов тепловой защиты наиболее теплонагруженных элементов. Подробно рассмотрены свойства термостойких материалов и композиций, перспективных к применению в системах тепловой защиты летательных аппаратов. Рассмотрены различные способы модификации излучательных характеристик теплозащитных покрытий.

Во второй главе выполнено численное исследование теплового состояния теплонапряженных элементов конструкции ВЛА. Представлены инструменты численного анализа, а также математические основы моделирования. Выполнено тестирование расчетной схемы. Исследован траекторный тепловой режим модельного элемента конструкции ВЛА и дана сравнительная оценка температурного состояния кромки из оксидной и бескислородной керамики;

изучены возможности повышения термостойкости указанного элемента конструкции.

Третья глава посвящена экспериментально-теоретическому исследованию тепловых характеристик термостойкой облицовки. Описаны эксперименты по определению тепловых характеристик покрытий, дана оценка физических характеристик теплоизолирующей облицовки, оценена корректность полученных экспериментальных данных.

В четвертой главе рассмотрены вопросы моделирования теплового состояния носовых кромок элементов конструкции, обтекаемым высокоскоростным газовым потоком. Описаны конструкции экспериментальных установок для высокотемпературных исследований элементов конструкций ВЛА. Представлен стенд для проведения газодинамических испытаний и моделирования процессов взаимодействия высокоэнтальпийных газовых потоков с образцами материалов и элементов конструкций. Даны характеристики рабочей среды и обоснован выбор материалов модели кромки. Проведено исследование газодинамических характеристик поля течения, выполнен предварительный анализ температурного состояния клина с металлическим сердечником и теплоизолирующей облицовкой. Изложена методика экспериментальных исследований и обоснованы режимы тепловых испытаний.

Пятая глава посвящена экспериментальному исследованию теплового состояния моделей. Описаны основные параметры исследуемых физических моделей и параметры испытаний, а также газодинамические параметры течения высокотемпературного газового потока в рабочей зоне. Приведены результаты тепловых испытаний моделей.

В заключении сформулированы основные результаты диссертационной работы.

ГЛАВА 1. ВЫСОКОСКОРОСТНЫЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ, ТЕПЛОВЫЕ НАГРУЗКИ, МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ТЕПЛОНАПРЯЖЕННЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ

1.1. Типы атмосферных высокоскоростных летательных аппаратов

Тепловое состояние атмосферного ВЛА аппарата определяется параметрами его траектории полета, предельные значения которых индивидуальны для аппаратов различных типов, что обусловливает выбор методов и средств тепловой защиты их теплонапряженных элементов конструкции. Из ВЛА в плане развития транспортной инфраструктуры наибольший интерес представляют аппараты, позволяющие доставлять полезный груз на большие (межконтинентальные) расстояния за существенно более короткое время, чем это позволяют современные авиационные системы. В этом плане в настоящее время наиболее перспективными являются воздушно-космические аппараты планирующего типа — волнолеты и аппараты крейсерского типа [2] с воздушно-реактивными тяговыми двигательными установками.

Аппараты планирующего спуска [2, 15] имеют высокое аэродинамическое качество, предполагают выведение полезной нагрузки каким-либо носителем, например ракетой, на большую (возможно космическую) высоту и управляемый планирующий полет к пункту назначения.

При входе ЛА в плотные слои атмосферы с околоземной орбиты в зависимости от угла входа могут быть реализованы три режима — баллистический, как у головных частей баллистических ракет и спускаемых аппаратов баллистического спуска — «Восток», «Меркурий» (К = су /сх ~ 0, где

сх, су — аэродинамические коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы соответственно) или спускаемые аппараты управляемого баллистического

спуска с малым аэродинамическим качеством (например, космические аппараты серии «Союз», «Джемини», «Аполлон» К = су/сх = 0,1...0,6) и планирующий

спуск, реализованный в КА «Шаттл», «Буран» c аэродинамическим качеством к = 1.. 2 на гиперзвуковых режимах полета (при посадке к ~ 4), или спуск по рикошетирующей (волнообразной) траектории при многократном отражении космического аппарата от плотных слоев атмосферы. В последнем случае дальность полета может составлять многие тысячи километров без каких-либо энергетических затрат. Этот тип космичепских аппаратов — волнолетов — представляет значительный практический интерес и в последние годы является предметом глубоких научных исследований и инженерных разработок в плане создания гиперзвуковых планирующих боевых блоков — глайдеров [4, 8, 15].

Впервые схема волнолета была предложена выдающимся австрийским ученым Э. Зенгером в 30-х годах XX века. Согласно его проекту межконтинентального бомбардировщика [34] он представлял собой летательный аппарат, имеющий корпус длиной около 28 м с размахом крыльев 15 м, оснащенный ракетным двигателем тягой 100 т. При этом сухой вес ЛА составляет 10 т, масса топлива 80 т и бомбовая нагрузка 10 т. Предполагалось, что ЛА разгоняется до скорости 500 м/c с помощью рельсового стартового ускорителя длиной 3 км, после чего набор высоты производится с помощью собственного маршевого ракетного двигателя тягой 100 т до скорости 6 км/c и высоты 260 км. Далее, согласно Зенгеру, ЛА входит в плотные слои атмосферы — скажем, на высоте 40 км — слишком быстро и слишком круто, тогда в этом случае аппарат должен рикошетировать, подобно плоскому камню, касающемуся поверхности озера. «Отскочив» от плотных слоев, ЛА снова уйдет вверх, в более разреженные слои атмосферы. Пролетев некоторое расстояние, он опять попадет в плотные слои и вновь срикошетирует. В целом траектория его полета будет представлять собой волнистую линию с постепенно «затухающей» амплитудой.

Многочисленные теоретические и экспериментальные исследования показывают, что волнолеты обладают рядом свойств, обеспечивающих преимущества по сравнению с обычными крылатыми ракетами, например, имеют

меньшее лобовое сопротивление, более высокие аэродинамическое качество и подъемную силу, чем крылатые ракеты. Более того, в схеме волнолета возможно более эффективное использование благоприятной интерференции между отдельными элементами конструкции. В связи с этим в странах с развитой аэрокосмической промышленностью проводятся интенсивные исследования разных аэродинамических схем волнолетов [15] и перспективы активного освоения стратосферы во многом связаны с этим типом летательных аппаратов, что подтверждается даже тем, что вопросы аэродинамического проектирования волнолетов включаются в учебные планы вузов [35].

Следует отметить, что создание ЛА планирующего типа рассматривалось еще в середине XX века. В 1957 г. в ОКБ Туполева были начаты работы по проектированию ударного беспилотного летательного аппарата Ту-130ДП (дальний планирующий). Согласно проекту, Ту-130ДП должен был представлять собой последнюю ступень баллистической ракеты среднего радиуса действия. Ракета должна была выводить Ту-130ДП на высоту 80.. .100 км, после чего он отделялся от носителя и переходил в планирующий полет, в процессе которого могло осуществляться активное маневрирование с помощью аэродинамических рулей при скорости, достигающей значения числа Маха М ~ 10 (число Маха равно отношению скорости потока к скорости звука) дальность полета должна была составлять 4000 км.

Гиперзвуковые планирующие блоки рассматривались и как средство доставки полезной нагрузки в спасательных операциях. Так, в 1990-х годах «НПО машиностроения» вышло с инициативным предложением о разработке проекта спасательной ракетно-космической системы «Призыв». Предлагалось к началу 2000-х годов на базе межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) УР-100НУТТХ создать комплекс оказания оперативной помощи терпящим бедствие морским судам. В этом случае полезная нагрузка МБР УР-100НУТТХ представляла собой специальные воздушно-космические спасательные летательные аппараты СЛА-1 и СЛА-2, которые должны были нести различные спасательные средства. Расчетное время доставки аварийного комплекта должно

было составлять от 15 мин до 1,5 ч в зависимости от дальности до терпящих бедствие. Прогнозируемая точность посадки планирующих ЛАдолжна была составить примерно 20... 30 м.

Как следует из выводов аэродинамики гиперзвуковых скоростей [15], планирующий ЛА с малым лобовым сопротивлением и высоким аэродинамическим качеством должен иметь форму тонкого клина, что реализовано в известных экспериментальных аппаратах КГУ-2 и КГУ-3 [36]. Наиболее полно аэродинамические характеристики ВЛА разных типов [37-43] исследованы в работе [44].

Применительно к практическому применению планирующих ВЛА основной задачей является обеспечение устойчивого режима его полета в плотных слоях атмосферы в течение длительного периода времени (0,5-3 ч), что связано с решением ряда сложных научных и технических проблем, одна из наиболее значимых — это тепловая защита самого аппарата и обеспечение рабочего температурного режима всех его систем.

Так, при полетах с гиперзвуковой скоростью температура в наиболее теплонапряженных узлах конструкции — на затуплениях аэродинамических профилей, где реализуются максимальные тепловые потоки [22, 23]

(р* — давление торможения, — радиус затупления, Н * — энтальпия торможения, Н0 — энтальпия набегающего потока) — может достигать температуры торможения [22, 23]

где Тет — температура набегающего потока, к — постоянная адиабаты (для воздуха при нормальных условиях к = 1,4), при прогнозируемых скоростях полета достигающая 2000.2500 °С. Реализация столь высоких температур

г

Т * = Т 1 +

V

требует решения вопроса о разработке высокотермо- и окислительностойких материалов [45] или использования систем тепловой защиты. В то же время нагрев самого корпуса ЛА обусловливает необходимость тепловой защиты внутренних объемов ЛА, содержащих приборное оборудование и допускающих нагрев не выше 50... 70 °С.

Высокотемпературный нагрев даже термостойких материалов в окислительной атмосфере может вызывать частичный унос массы тепловой защиты, что накладывает дополнительные требования на систему управления для компенсации возмущений поля течения, обусловленных этим фактором. Так, в работе [46] дана оценка теплового состояния и скорости уноса для одного из характерных режимов полета планирующего ВЛА с характеристиками, близкими к ИТУ-2.

Траектория полета модели аппарата рассчитана в предположении о том, что момент его выхода в горизонтальную плоскость соответствует высоте Н = 70 км, скорости V = 7100 м/с и углу атаки а = 9,5°. При числах Маха М = 10... 20 этот угол обеспечивает аэродинамическое качество аппарата на уровне К = 3,5-3,3 при коэффициенте лобового сопротивления сх =0,109. С такими характеристиками аппарат может «проседая» и «рикошетируя» совершить планирование в атмосфере на расстояние 6000...7000 км. Получено, что максимальное значение тепловой нагрузки достигается на высоте Н ~ 42 км и для принятого в расчетах теплофизических свойств теплозащитного углерод-углеродного материала в окрестности критической точки значения температуры составляют 2000...3000 ^ а линейная скорость уноса массы dx / & ~ 60 мкм/c [46].

Другой тип стратосферных ВЛА — это аппараты крейсерского типа, рассматриваемые как один из прототипов атмосферной ступени многоразовых аэрокосмических систем. Ключевой элемент аппаратов этого типа, определяющий их эффективность — это силовая установка — прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), в котором в качестве окислительной компоненты топливной

смеси используется атмосферный воздух, что существенно повышает основной показатель эффективности двигательной установки — удельный импульс — по сравнению с ракетными двигателями [47].

На Рис. 1.1 приведены данные по удельным импульсам реактивных двигателей разных типов [48]: жидкостного, турбореактивного, сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (СПВРД) и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД) на водородном и углеводородном топливах в зависимости от скорости полета.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Алиев Азер Алиназар оглы, 2024 год

ЛИТЕРАТУРА

1. Комплексная программа развития авиатранспортной отрасли Российской Федерации до 2030 года // Гарант.ру: информационно-правовой портал. URL: https://www.garant.ru/products/ipo/prime/doc/404798711/

2. Шумилин А.А. Авиационно-космические системы США. М.: Вече, 2005.

528 с.

3. «Игла» (ГЛЛ-ВК): гиперзвуковая летающая лаборатория. URL: https://testpilot.ru/russia/tsiam/igla/?ysclid=ls4cus88u4676251537

4. Report of Findings X-43A Mishap // X-43A Mishap Investigation Board / Approved 5/8/03. Submittal Draft 3/8/02. Accepted Draft 9/6/02. Available at: https://www.nasa.gov/wp-content/uploads/2015/01/47414main_x43a_mishap.pdf

5. Moses P.L. X-43C flight demonstrator project overview. NASA Langley Research Center. Available at: https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20040042495/ downloads/20040042495.pdf

6. Hueter U., McClinton C.R. NASAs Advanced Space Transportation Hypersonic Program. AIAA-2002- 5175. AIAA/AAAF 11th International Conference Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Orleans, France. September 2002.

7. Research in Hypersonic Air breathing Propulsion at NASA Langley Research Center / A. Kumar [et al.] // Invited Paper (XV ISABE, Bangalore, India). 2001. No. 4.

8. Reubush D.E. Hyper-X Stage Separation Background and Status // 9th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies conference and 3rd Weakly Ionized Gases Workshop. AIAA 99-4818. Norfolk, VA, 1999.

9. X-43A Fluid and Environmental Systems: Ground and Flight Operation and Lessons Learned. 2019-02-15T17:53:04+00:00Z / M.J. Vachon [et al.]. Available at: https://ntrs.nasa. gov/search.j sp?R=20050182779

10. Бузулук В.И., Лазарев В.В., Плохих В.П. Концепция летающей лаборатории-демонстратора гиперзвуковых технологий // Проблемы создания

перспективной авиационно-космической техники. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2005. С. 519-537.

11. Конвективный теплообмен летательных аппаратов / Под науч. ред. Б.А. Землянского. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2014. 380 с.

12. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике / В.С. Авдуевский [и др.]. М.: Машиностроение, 1975.

13. Гришин А.М., Фомин В.М. Сопряженные и нестационарные задачи механики реагирующих сред. Новосибирск: Наука, 1984. 320 с.

14. Гиперзвуковая аэродинамика и тепломассообмен спускаемых космических аппаратов и планетных зондов / под ред. Г.А. Тирского. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2011.

15. Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1983. 656 с.

16. Лунев В.В. Гиперзвуковая аэродинамика. М.: Машиностроение, 1975. 328

с.

17. Крайко А.Н. Теоретическая газовая динамика. М.: Наука, 2010. 304 с.

18. Черный Г.Г. Газовая динамика. М.: Наука, 1988. 424 с.

19. Аэродинамика ракет / Н.Ф. Краснов [и др.]. М.: Высшая школа, 1968.

678 с.

20. Математическое моделирование тепловых и газодинамических процессов при проектировании летательных аппаратов / А.В. Братчев [и др.]. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2011. 213 а

21. Горский В.В. Теоретические основы расчета абляционной тепловой защиты. М.: Научный мир, 2015. 688 с.

22. Суржиков С.Т. Расчетное исследование аэротермодинамики гиперзвукового обтекания затупленных тел на примере анализа экспериментальных данных. М.: ИПМех им. А.Ю. Ишлинского РАН, 2011. 192 с.

23. Железнякова А.Л., Суржиков С.Т. На пути к созданию модели виртуального ГЛА. М.: ИПМех РАН им. А.Ю. Ишлинского, 2013. 160 с.

24. Боровой В.Я. Экспериментальные исследования теплообмена и теплозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов // Лесной вестник. 2000. № 2. C. 39-47.

25. Суржиков С.Т. Конвективный нагрев сферического затупления малого радиуса при относительно малых гиперзвуковых скоростях // ТВТ. 2013. Т. 51. № 2. С. 261-276.

26. Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. Тепловая защита. М.: Энергия, 1976, 392 с.

27. Никитин П.В. Тепловая защита. М.: Изд-во МАИ, 2006,512 с.

28. Полежаев Ю.В., Шишков А.А. Газодинамические испытания тепловой защиты. М.: Промедэк, 1992, 248 с.

29. Теплообмен при взаимодействии струй с преградами / Б.Н., Юдаев [и др.]. М.: Машиностроение, 1977. 208 с.

30. Анфимов Н.А. Аэрогазодинамические и тепловые испытания гиперзвуковых летательных аппаратов на экспериментальной базе ЦНИИмаш // Космонавтика и ракетостроение. 1993. Вып. 1.

31. О моделировании натурных условий при отработке в высокочастотном плазмотроне материалов для теплозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов / В.И. Власов [и др.]. // Космонавтика и ракетостроение. 2001. № 23.

32. Звегинцев В.И. Газодинамические установки кратковременного действия. В двух частях. Часть 1. Установки для научных исследований. Новосибирск: Параллель, 2014. 551 с.

33. Колесников А.Ф., Якушин М.И. Условия моделирование конвективного теплообмена тел с гиперзвуковыми потоками на индукционных плазмотронах // Теплофизика высоких температур. 1988. Т. 26, № 4.

34. Neuere S.E. Ergebnisse der Raketenflugtechnik // Flug. Sonderheft I. Dec. 1934. S. 1-22.

35. Белов С.В., Кондров Я.В., Осипов Е.В. Гиперзвуковая аэродинамика. Оренбург: ОГУ, 2017. 133 с.

36. Гиперзвуковые ударные системы нового поколения. 2013. URL: https://army-news.ru/2013/03/giperzvukovye-udarnye-sistemy-novogo-pokoleniya/

37. Lewis M.J., Gillum M.J. Analysis of Experimental Results on a Mach 14 Waverider with Blunt Leading Edges // AIAA Paper 96-0812. 1996. Pp. 1-23.

38. Lewis M.J., Gillum M.J. Experimental Results on a Mach 14 Waverider with Blunt Leading Edges // J. of Aircraft. 1997. Vol. 34. No. 3. Pp. 296-303.

39. Rasmussen M.L. Experimental Forces and Moments on Cone-Derived Waveriders for M = 3 to 5 // Journal of Spacecraft and Rockets. 1982. Vol. 19. No. 6. Pp. 592-598.

40. Takashima N., Lewis M.J. Navier — Stokes Computation of a Viscous Optimized Waverider // J. Spac. Rock. 1994. Vol. 31. No. 3. Pp. 383-391.

41. Navier — Stokes Simulation for Cone-Derived Waverider / J.-R. Liao [ et al.] // AIAA Journal. 1992. Vol. 30. No. 6. Pp. 1521-1528. https://doi.org/10.2514/3.11096

42. Kato H., Tannehill J.C. Numerical Calculation of Viscous Flow Over Hypersonic Waveriders // AIAA Paper. 1997. Vol. 97-2292. Pp. 1-11. https: //doi. org/10.2514/6.1997-2292

43. Яцухно Д.С. Численное моделирование аэродинамики волнолетов, построенных на скачках уплотнения различной формы // Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2020. Т. 21. Вып. 1. URL: http://chemphys.edu.ru/issues/2020-21 -1/articles/881

44. Атлас результатов компьютерного моделирования задач высокоскоростной аэротермодинамики и аэрофизики / C.T. Суржиков [и др.]; под ред. Б.В. Обносова, В.Н. Ярмолюка, А.Н. Рыбакова. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2021. 605 c.

45. НИОКР по созданию теплозащитных материалов для сверх-и гиперзвуковых летательных аппаратов в США (2017) // Зарубежное военное обозрение. 2017. № 2. С. 64-68.

46. Анализ характеристик гиперзвукового аппарата при тестовых его испытаниях / Г.Г. Баула [др.] // Космонавтика и ракетостроение. 2014. № 6 (79). С. 42-48.

47. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1989. 264 с.

48. Fry R.S. The U.S. Navy's Contribution to Airbreathing Missile Propulsion Technology, AIAA 2011-6942, AIAA Centennial of Naval Aviation Forum "100 Yearsof Achievement and Progress", Virginia Beach, VA, 21-22 September 2011.

49. Чистая сила. Как работают прямоточные двигатели? URL: http: //testpilot. ru/review/hiper/pure_kraft .htm

50. Перспективные силовые установки для высокоскоростных летательных аппаратов. URL: http://testpilot.ru/review/hiper/hyper.htm

51. Иностранные авиационные двигатели. 2005: справочник ЦИАМ / Под общ. ред. В.А. Скибина, В.И. Солонина. М.: Авиамир, 2005. 592 с.

52. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987. 568 с.

53. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок / В.И. Бакулев [и др.]. M.: Изд-во МАИ, 2003. 688 с.

54. Final X-43 A Vehicle Checks Out in Flight. Available at: http://www.nasa.gov/images/content/84857main_EC04-0325-23_lg.jpg

55. Sziroczak D., Smith H. A review of design issues specific to hypersonic flight vehicles. http://dx.doi.org/10.1016/j.paerosci.2016.04.001

56. Pegasus air-launched space booster environmental assessment. Headquarters, Space Systems Division Los Angeles Air Force Base, P.O. Box 92960 Los Angeles, California, 90009-2960.

57. Pegasus User's Guide. Available at: http://www.orbitalatk.com

58. Гусынин В.П. Авиационно-космическая система «Пегас». Обзор по материалам открытой зарубежной печати за 1988-1996 гг. Модификация, летные испытания и эксплуатация // Космiчна наука i технолопя. 1998. Т. 4, вып. 5/6. C. 148-155.

59. The Hyper-X Program / 14th Annual thermal & fluids analysis workshop. August 21, 2003.

60. Фэй Ж., Риддел Ф. Теоретический анализ теплообмена в передней критической точке, омываемой диссоциированным воздухом // Газодинамика и теплообмен при наличии химических реакций. М.: Изд-во иностр. лит., 1962. С. 90-228.

61. Алексеев Б.В., Гришин А.М. Физическая газодинамика реагирующих сред. М.: Высш. шк., 1985ю 464 с.

62. Суржиков С.Т. Компьютерная аэрофизика спускаемых космических аппаратов. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2018. 544 c.

63. Международная стандартная атмосфера. URL: http://dic.academic.ru/ dic.nsf/enc_tech/2697/

64. Аржаников Н.С., Садекова Г.С. Аэродинамика больших скоростей. М.: Высшая школа, 1965. 560 с.

65. Михатулин Д.С., Полежаев Ю.В., Ревизников Д.Л. Тепломассообмен, термохимическое и термоэрозионное разрушение тепловой защиты. М.: Янус-К, 2011. 517 с.

66. Панкратов Б.М., Полежаев Ю.В., Рудько А.К. Взаимодействие материалов с газовыми потоками. М.: Машиностроение, 1975. 224 с.

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

68. Лукашевич В.А., Туфакин В.А., Микоян С.А. Воздушно-орбитальная система «Спираль». URL: https://buran/other/ak-5.pdf

69. Излучательные свойства твердых материалов: справ. / Л.Н. Латыев [и др.]. М.: Энергия, 1974. 472 c.

70. Абрамович Б.Г., Гольдштейн В.Л. Интенсификация теплообмена излучением с помощью покрытий. М.: Энергия, 1977. 256 c.

71. Lockheed SR-71 Blackbird: летно-технические характеристики. URL: http://fb.ru/article/245931/lockheed-sr-blackbird-l-tno-tehnicheskieharakteristiki

72. SR-71 «Черный дрозд»: самый скоростной самолет в мире // Военное обозрение. Авиация. 19 октября 2013. URL: https://topwar.ru/6863-sr-71-chernyy-drozd-samyy-skorostnoy-samolet-vmire.html

73. Зарубежные исследования в области гиперзвуковых летательных аппаратов. URL: https://www.militaryarticle.vibrokatok.by/zarubezhnoe-voennoe-obozrenie/2003-zvo/7027-zarubezhnye-issledovanija-v-oblasti-giperzvukovyh

74. Дьяконов В.П. MATLAB 7.*/R2006/2007. М.: ДМК Пресс, 2008. 768 c.

75. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов / А.Н. Баранов [и др.]. М.: Машиностроение, 1974. 344 c.

76. Зарубин В.С., Леонов В.В., Зарубин В.С. мл. Температурное состояние анизотропного шарового слоя при конвективном теплообмене с окружающей

средой // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Естественные науки. 2019. № 4. C. 40-55.

77. Домбровский Л.А., Кокурин Л.А., Полежаев Ю.В. Способ неразрушающейся тепловой защиты передней кромки летательного аппарата от воздействия интенсивного теплового потока и передняя кромка летательного аппарата с неразрушающейся тепловой защитой. Патент № 2149808 РФ, МПК B64G 1/58. 27.05.2000.

78. Научные основы технологий XXI века / Под ред. А.И. Леонтьева, Н.Н. Пилюгина, Ю.В. Полежаева. М.: УНПЦ «Энергомаш», 2000.

79. Возможности повышения скорости полета гиперзвуковых летательных аппаратов / В.Д. Гешеле [ и др.] // ТВТ. 2013. T. 51. № 5. C. 798-800.

80. Тепловое состояние аэродинамического профиля летательного аппарата, обтекаемого высокоскоростным потоком воздуха / Аз.А. Алиев [и др.] // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2021. Вып. 3 (138). C. 4-24.

81. Сравнительная оценка теплового состояния клина с термостойким покрытием в высокоскоростном воздушном потоке / Аз.А. Алиев [и др.] // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2022. Вып. 1 (140). С. 4-23.

82. Товстоног В.А. Оценка применимости гидрида лития в системе активной тепловой защиты высокоскоростных летательных аппаратов // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2019. Вып. 2 (125). C. 47-59.

83. Товстоног В.А. Теплообмен в плоском канале с аблирующей стенкой // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2018. № 6. С. 4-19.

84. An Experience in the Investigation of a Radio Communications System for a Reentry Vehicle in the Plasms Flight Trajectory Portion // AIAA 99-3739, 1999.

85. Лукашевич В.П., Афанасьев И.Б. Космические крылья. М.: ЛенТа Странствий, 2009. 496 c.

86. Чжан Вэньу, Сян Шухун, Го Чуньхай [и др.]. ^стема для тепловой защиты и уменьшения лобового сопротивления сверхвысокоскоростного летательного аппарата. Патент № 2671064 РФ, МПК B64C 1/38. 29.10.2018.

87. Голованов А.Н., Зима В.П., Рулeва Е.В. ^особ охлаждения головной части летательного аппарата. Патент № 2463209 РФ, МПК B64C 1/38. 10.10.2012.

88. Голованов А.Н., Ануфриев И.С. Способ тепловой защиты передней кромки летательного аппарата. Патент № 2400396 РФ, МПК B64C 1/38. 27.09.2010.

89. Носачев Л.В. Устройство активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления гиперзвукового БПЛА. Патент № 2558525 RU, МПК B64G 1/58. 10.08.2015.

90. Cox B.N., Davis J.B., Mack J. [et al.]. Materials for self-transpiring hot skins for hypersonic vehicles or reusable space vehicles. Patent no. 7281688 USA, B64G 1/58. October 16, 2007.

91. Бакланова Н.И., Уткин А.В. Термостойкая система теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов. Патент № 2509040 РФ, МПК B64G 1/58. 10.03.2014.

92. Керножицкий В.А., Атамасов В.Д. Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева. Патент № 2495788 РФ, МПК B64C 3/36. 20.10.2013.

93. Керножицкий В.А., Колычев А.В., Охочинский Д.М. Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов при их аэродинамическом нагреве. Патент № 2404087 РФ, МПК B64C 1/38. 20.11.2010.

94. Керножицкий В.А., Колычев А.В. Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева. Патент № 2572009 РФ, МПК B64C 3/36. 27.12.2015.

95. Горяев А.Н., Смирнов А.С., Будыка С.М. [и др.]. Передняя кромка летательного аппарата в условиях ее аэродинамического нагрева. Патент № 2613190 RU, МПК B64C 1/38. 15.03.2017.

96. Колычев А.В. Активная тепловая защита элементов конструкции гиперзвукового летательного аппарата на новых физических принципах при аэродинамическом нагреве // Электронный журнал «Труды МАИ». Вып. 51. www.mai.ru/science/trudy/

97. Колычев А.В. Активная термоэмиссионная тепловая защита элементов конструкции гиперзвукового летательного аппарата при их аэродинамическом нагреве и границы ее применимости // Электронный журнал «Труды МАИ». Вып. 68. // www.mai.ru/science/trudy/

98. Моделирование термоэлектронной тепловой защиты при обтекании сверхзвуковым потоком воздуха сферически затупленного конуса / К.Н. Ефимов [и др.] // ТВТ. 2021. Т. 59. № 3. C. 432-442.

99. Чиркин В.С. Теплофизические свойства материалов ядерной техники. М.: Атомиздат, 1967. 484 c.

100. Мармер Э.Н., Гурвич О.С., Мальцева Л.Ф. Высокотемпературные материалы. М.: Металлургия, 1967. 216 c.

101. Строение и свойства авиационных материалов / А.Ф. Белов [и др.]. М.: Металлургия, 1989. 368 с.

102. Самсонов Г.В., Константинов В.И. Тантал и ниобий. М.: Металлургиздат, 1959. 264 с.

103. Ниобий и тантал / А.Н. Зеликман [и др.]. М.: Металлургия, 1990. 296 с.

104. Ablative Property of HfC-Based Multilayer Coating for C/C Composites under Oxy-Acetylene Torch /Wang Y.J. et al. // Appl. Surf. Sci. 2011. Vol. 257. No. 10. P. 4760.

105. Кац С.М. Высокотемпературные теплоизоляционные материалы. М.: Металлурия, 1981. 232 с.

106. Самсонов Г.В., Виницкий И.М. Тугоплавкие соединения. М.: Металлургия, 1976. 217 c.

107. Житнюк С.В. Бескислородные керамические материалы для аэрокосмической техники (обзор) // Труды ВИАМ. 2018. № 8 (68). C. 81-88.

108. Прямилова Е.Н., Пойлов В.З., Лямин Ю.Б. Термохимическая стойкость керамики на основе боридов циркония и гафния // Вестник ПНИПУ. 2014. № 4. C. 55-67.

109. Получение сверхвысокотемпературных композиционных материалов HfB2-SiC и исследование их поведения под воздействием потока диссоциированного воздуха / В.Г. Севастьянов [и др.] // Журнал неорганической химии. 2013. Т. 58. № 11. C. 1419-1426.

110. Сверхвысокотемпературная керамика на основе HfB2-30 % SiC: получение и основные свойства / П.С. Соколов [и др.] // Новые огнеупоры. 2017. № 5. C. 48-55.

111. Получение керамических материалов состава HfB2-SiC (45 об. %) и исследование его поведения под длительным воздействием потока

диссоциированного воздуха / В.Г. Севастьянов [и др.] // Журнал неорганической химии. 2014. Т. 59. № 11. C. 1542-1556.

112. Paul A. Композиты UHTC для гиперзвуковых приложений // Бюллетень Американского керамического общества. Vol. 91. Pp. 22-28.

113. Основные проблемы при создании систем тепловой защиты на базе структурно-неоднородных материалов и методы их решения / А.Н. Астапов [и др.] // ТВТ. 2021. T. 59. Вып. 2. C. 248-279.

114. Jastin J.F., Jankowiak A. Ultra high temperature ceramics: densification, properties and thermal stability // Aerospace Lab. 2011. No. 3. Pp. 1-11.

115. Высокотемпературное защитное покрытие для С-С композиционных материалов / С.А. Евдокимов, С.Ст. Солнцев и др. // Авиационные материалы и технологии. 2016. № 3. C. 82-87.

116. Керамические композиционные материалы с высокой окислительной стойкостью для перспективных летательных аппаратов / О.Ю. Сорокин [и др.] // Труды ВИАМ. 2014. № 6. 14 с.

117. Лебедева Ю.Е., Попович Н.В., Орлова Л.А. Защитные высокотемпературные покрытия для композиционных материалов на основе SiC // Труды ВИАМ. 2013. № 2. 6 с.

118. Кашин Д.С., Дергачева П.Е., Стехов П.А. Жаростойкие покрытия, наносимые шликерным методом // Труды ВИАМ. 2018. № 5. C. 64-75.

119. Ткаченко Л.А., Шаулов А.Ю., Берлин А.А. Защитные жаропрочные покрытия углеродных материалов // ТВТ. 2012. Т. 48. № 3. C. 261-271.

120. Зинченко В.И., Гольдин В.Д. Снижение максимальных температур поверхности при сверхзвуковом обтекании затупленного по сфере конуса // ТВТ. 2021. T. 59. № 1. C. 109-115.

121. Термостойкие керамические композиты на основе диоксида циркония /

B.В. Промахов [и др.] // Новые огнеупоры. 2015. № 11. C. 39-44.

122. Соколов В.А. О получении плавленого стабилизированного диоксида циркония // Новые огнеупоры. 2015. № 3. C. 75-78.

123. Производство плавленого диоксида циркония в ОАО «Первоуральский динасовый завод» / В.А. Перепелицын [и др.] // Новые огнеупоры. 2016. № 7.

C. 25-29.

124. Варрик Н.М., Ивахненко Ю.А., Максимов В.Г. Оксид-оксидные композиционные материалы для газотурбинных двигателей // Труды ВИАМ. 2014. № 8. 3 с.

125. Керамика из высокоогнеупорных окислов / В.С. Бакунов [и др.]. М.: Металлургия, 1977. 304 с.

126. Высокоогнеупорные материалы из диоксида циркония / Д.С. Рутман [и др.]. М.: Металлургия, 1985. 136 с.

127. Литовский Е.Я., Пучкелевич Н.А. Теплофизические свойства огнеупоров. M.: Металлургия, 1982. 150 c.

128. Технология производства кубических цирконов (фианитов). URL: http : //www. scorcher.ru/art/chemistry/chemistry4. php; http://www.webois.org.ua/jewellery/stones/sintetica3.htm

129. Нилика Р., Зантовски К. Отлитое из расплава огнеупорное изделие. Патент № 2440953 С2 RU, МПК СО4В35/484. 27.01.2012.

130. Михеев С.В., Строганов Г.Б., Ромашин А.Г. Керамические и композиционные материалы в авиационной технике. М.: Альтекс, 2002. 276 c.

131. Газотермическое напыление / Л.Х. Балдаев [и др.]. М.: ООО «Старая Басманная». 2015. 540 с.

132. Комоликов Ю.И., Кащеев И.Д., Хрустов В.Р. Термическое расширение композиционной керамики системы диоксид циркония — оксид алюминия // Новые огнеупоры. 2016. № 9. C. 59-62.

133. Петров В.А., Марченко Н.В. Перенос энергии в частично прозрачных твердых материалах. М.: Наука, 1985. 190 c.

134. Сергеев О.А., Мень А.А. Теплофизические свойства полупрозрачных материалов. М.: Изд-во стандартов, 1977. 288 c.

135. Елисеев В.Н., Товстоног В.А. Теплообмен и тепловые испытания материалов и конструкций аэрокосмической техники при радиационном нагреве. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2014. 396 c.

136. Суздальцев Е.И., Горелова Е.В. Модифицирование кварцевой керамики с повышенной излучательной способностью кремнийорганическим связующим // Новые огнеупоры. 2014. № 3. C. 130-133.

137. Пивинский Ю.Е., Ромашин А.Г. Кварцевая керамика. М.: Металлургия, 1974. 264 с.

138. Мосиенко С.А. Материал покрытия с высокой излучательной способностью. Патент № 2004100434 РФ, МПК С23С 24/04. 27.06.2005

139. Щеглов Г.А., Минеев А.Б. Практикум по компьютерному моделированию геометрии изделий с использованием SoHdWorks. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2019. 184 с.

140. Белов Г.В., Трусов Б.Г. Термодинамическое моделирование химически реагирующих систем: электронное издание. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2013. 96 с.

141. Синярев Г.Б., Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Оборонгиз, 1955. 488 с.

142. Алиев Аз.А., Товстоног В.А. Оценка температурного состояния элементов тепловой защиты аэродинамического профиля высокоскоростного атмосферного летательного аппарата // XLV Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных ученых — пионеров освоения космического пространства: сб. тез. В 4 т. Т. 1. С. 105-108. М.: изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2021.

143. Зинин К.М., Алиев Аз.А., Товстоног В.А. Оценка теплового состояния затупленного клина в высокоскоростном газовом потоке // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2019. № 3. С. 29-40.

144. Моделирование температурного состояния образцов высокотемпературных керамических материалов / В.А. Товстоног [и др.] // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Естественные науки. 2021. № 2. С. 85-101.

145. Расчетно-экспериментальные исследования структуры высокоскоростного потока газа при обтекании моделей фрагментов летательных аппаратов / М.А. Котов [и др.] // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2017. № 3. С. 18-30.

146. Колесников А.Ф. Условия локального подобия термохимического взаимодействия высокоэнтальпийных потоков газов с неразрушаемой поверхностью // ТВТ. 2014. № 1 (52). С. 118-125.

147. О некоторых особенностях температурных режимов при тепловых испытаниях высокотемпературных керамических материалов в высокоскоростных газовых потоках / В.А. Товстоног [и др.] // Высокотемпературные керамические

композиционные материалы и защитные покрытия: матер. IV Всерос. науч.-техн. конф. М.: ВИАМ, 2020. С. 113-125.

148. Мармер Э.Н. Материалы для высокотемпературных вакуумных установок. М.: Физматлит, 2007. 152 с.

149. Зиновьев В.Е. Теплофизические свойства металлов при высоких температурах. М.: Металлургия, 1989. 384 с.

150. Газотермические покрытия из порошковых материалов: справ. Киев: Наукова думка, 1987. 544 с.

151. Демиденко Л.М. Высокоогнеупорные композиционные покрытия. М.: Металлургия, 1979. 216 с.

152. Кудинов В.В., Пузанов А.А., Замбржицкий А.П. Оптика плазменных покрытий. М.: Наука, 1981. 188 с.

153. Платунов Е.С. Теплофизические измерения в монотонном режиме. Л.: Энергия, 1973. 144 с.

154. Теплофизические измерения и приборы / Е.С. ПЛатунов [и др.]. М.: Машиностроение, 1986. 256 с.

155. Бессонов А.Ф. Установки для высокотемпературных комплексных исследований. М.: Машиностроение, 1974. 192 с.

156. Автоматические устройства для определения теплофизических характеристик твердых материалов / В.В. Власов [и др.]. М.: Машиностроение, 1977. 192 с.

157. Осипова В.А. Экспериментальное исследование процессов теплообмена. М.: Энергия, 1979. 320 с.

158. Темкин А.Г. Обратные методы теплопроводности. М.: Энергия, 1973.

464 с.

159. Алифанов О.М., Артюхин Е.А., Ненарокомов А.В. Идентификация математических моделей сложного теплообмена. М.: Янус-К, 2009. 299 с.

160. Самарский А.А., Вабищевич П.Н. Численные методы решения обратных задач математической физики. М.: ЛКИ, 2009. 480 с.

161. Коздоба Л.А., Круковский П.С. Методы решения обратных задач теплопереноса. Киев: Наукова думка, 1982. 358 с.

162. Абдуллин А.М. Анализ спектра излучения продуктов сгорания газообразного топлива // Вестник Казанского технологического университета. 2013. Т. 16. №12. С. 67-70.

163. Лыков А.В. Тепломассообмен. М.: Энергия, 1972. 560 с.

164. Себиси Т., Брэдшоу П. Конвективный теплообмен. Физические основы и вычислительные методы. М.: Мир, 1987. 592 с.

165. Поуп А., Гойн К. Аэродинамические трубы больших скоростей. М.: Мир, 1968. 504 с.

166. Харитонов А.М. Техника и методы аэрофизического эксперимента. Аэродинамические трубы и газодинамические установки. Новосибирск: Изд-во НГТУ, 2005. 218 с.

167. Прикладная аэродинамика / Н.Ф. Краснов [и др.]. М.: Высшая школа, 1974. 732 с.

168. Запрягаев В.И., Мажуль И.И., Максимов А.Н. Исследование поля течения в рабочей части аэродинамической трубы Т-313 при М = 7 // Теплофизика и аэромеханика. 2013. № 3. С. 165-180.

169. Планковский С.И., Цегельник Е.В., Островский Е.К. Имитация тепловых нагрузок и состава газовой среды при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета в наземных испытаниях моделей и элементов конструкций летательных аппаратов // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии. 2010. № 45. С. 109-115.

170. Уорен В., Диаконис Н. Моделирование гиперзвуковых условий с помощью электрической дуги // Исследование гиперзвуковых течений. М.: Мир, 1964. С. 470-499.

171. Коротеев А.С., Миронов В.М., Свирчук Ю.С. Плазмотроны: конструкции, характеристики, расчет. М.: Машиностроение, 1993. 296 с.

172. Васильевский С.А., Гордеев А.Н., Колесников А.Ф. Локальное моделирование аэродинамического нагрева поверхности затупленного тела в дозвуковых высокоэнтальпийных потоках воздуха: теория и эксперимент на ВЧ-плазмотроне // Изв. РАН. МЖГ. 2017. № 1. С. 160-167.

173. Колесников А.Ф., Гордеев А.Н., Васильевский С.А. Эффекты каталитической рекомбинации на поверхностях металлов и кварца для условий

входа в атмосферу Марса // Теплофизика высоких температур. 2016. Т. 54. Вып. 1. С. 32-40.

174. Расчетно-теоретическое исследование взаимодействия высокотемпературного сверхзвукового потока с моделью летательного аппарата / Д.А. Ягодников [и др.] // Инженерный журнал: наука и инновации. 2016. № 1. С. 1-12.

175. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1969. 548 с.

176. Гинзбург И.П. Аэрогазодинамика. М.: Высшая школа, 1966. 403 с.

177. Дулов В.Г., Лукьянов Г.А. Газодинамика процессов истечения. Новосибирск: Наука, 1984. 226 с.

178. Процессы торможения сверхзвуковых течений в каналах / О.В. Гуськов [и др.]. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2008. 168 с.