Abstract
In final adjustment of thermally-loaded elements of space structures information on thermal loads (heat fluxes and surface temperatures) for the whole period of flight in the atmosphere is of primary importance. The level of temperature and the processes taking place on the surface of the heat shield do not always allow using conventional methods of measuring thermal loads. In this case determining thermal loads by the results of measuring the temperature at several points of elements of the heat shield structure is an alternative to direct measurements. The aim of this work is to develop and test sensors for measuring heat loading of thermal-protective coating of modern descent vehicles, as well as to test the developed methods of carrying out thermo-physical tests. Heat flux sensors for indestructible composite fibrous materials with a high degree of non-uniformity are described in the paper.
Highlights
При отработке теплонагруженных элементов конструкции космической техники первичной является информация о тепловых нагрузках на протяжении всего этапа полёта в атмосфере
Для решения обратной задачи (3)-(9) использовался метод итерационной регуляризации, основанный на минимизации функционала невязки измеренных и расчётных температур в точках установки термопар [5; 6]: J q1
Heat flux sensors; thermal protection; inverse problems; iterative regularization; heat insulation fibrous materials
Summary
При отработке теплонагруженных элементов конструкции космической техники первичной является информация о тепловых нагрузках (тепловых потоках и температурах поверхности) на протяжении всего этапа полёта в атмосфере. При этом уровень температуры и процессы, проходящие на поверхности тепловой защиты, не всегда позволяют использовать традиционные средства измерения тепловых нагрузок. Альтернативой прямым измерениям в этом случае является определение тепловых нагрузок по данным измерений температуры в нескольких точках элементов конструкции тепловой защиты. Целью данной работы является разработка и апробация датчиков для измерения теплового нагружения теплозащитных покрытий современных спускаемых аппаратов, а также апробация разработанных методов проведения теплофизических испытаний. Для тепловой защиты основной части силовых конструкций спускаемых аппаратов многоразового использования (например, таких как Space Shuttle, Буран, проекты Гермес, Клипер, Русь) актуальными и перспективными остаются теплозащитные покрытия (ТЗП) радиационного типа на основе материалов из супертонких волокон SiO2, Al2O3, ZrO2, SiC и др. При создании подобного типа летательных аппаратов большой объём экспериментальной отработки отводится на проведение тепловых испытаний, целью которых является обоснование выбора теплозащитного материала [1]. В общем случае методика подготовки и проведения тепловых испытаний с целью экспериментальной отработки технических и методических средств диагностики тепловых режимов конструкций определяется:
Sign-in/Register to view highlights & summary Sign-in/Register to access full text options 
Free) 
Talk to us
Join us for a 30 min session where you can share your feedback and ask us any queries you have
Schedule a call
