WPŁYW USZKODZEŃ MECHANICZNYCH NA WZROST OBCIĄŻEŃ CIEPLNYCH MATERIAŁU IZOLACYJNEGO POJAZDU ORBITALNEGO

POLITECHNIKA POZNAŃSKA

WYDZIAŁ MASZYN ROBOCZYCH I TRANSPORTU KATEDRA TECHNIKI CIEPLNEJ

mgr inż. Łukasz BRODZIK

WPŁYW USZKODZEŃ MECHANICZNYCH NA WZROST OBCIĄŻEŃ CIEPLNYCH

MATERIAŁU IZOLACYJNEGO POJAZDU ORBITALNEGO

Promotor:

dr hab. inż. Andrzej FRĄCKOWIAK, prof. nadzw. PP

Poznań 2014

Składam podziękowania

dr. hab. inż. Andrzejowi Frąckowiakowi prof. PP za szereg cennych uwag dotyczących niniejszej pracy doktorskiej

Osobne wyrazy wdzięczności za okazane

wsparcie kieruję do Rodziców i Narzeczonej

3

Spis treści

Wykaz ważniejszych oznaczeń ... 5

1. Wprowadzenie ... 6

1.1. Nagrzewanie aerodynamiczne ... 6

1.2. Rodzaje zagrożeń dla statku kosmicznego ... 8

1.3. Klasyfikacja materiałów w technice kosmicznej ... 15

1.4. Systemy osłony termicznej w transporcie lotniczym i kosmicznym ... 16

1.5. Badania związane z systemem osłony termicznej ... 23

1.6. Cel i układ pracy ... 24

2. Analiza termomechaniczna modelu 2D płytki izolacyjnej w programie ANSYS ... 27

2.1. Model matematyczny ... 27

2.2. Właściwości termiczne materiałów składowych płytki ... 33

2.3. Rozkład temperatury dla wybranych grubości izolacji płytki ... 34

2.4. Analiza termomechaniczna procesu nagrzewania płytki dla wybranej grubości izolacji .. 37

2.5. Analiza termomechaniczna z uwzględnieniem zmiany grubości poszczególnych warstw płytki ... 48

2.6. Podsumowanie ... 53

3. Analiza modelu 2D płytki izolacyjnej za pomocą programu FreeFem++ ... 55

3.1. Model matematyczny ... 55

3.2. Właściwości termiczne materiałów składowych płytki ... 60

3.3. Analiza rozkładu temperatury dla badanego modelu płytki ... 64

3.4. Wpływ zmiany wybranych parametrów na rozkład temperatury w badanym modelu .... 68

3.5. Podsumowanie ... 74

4. Analiza termiczna modelu płytki izolacyjnej z dodatkowymi warstwami ... 76

4.1. Wprowadzenie ... 76

4.2. Właściwości termiczne dodatkowych warstw płytki ... 77

4.3. Analiza przebiegu temperatury w płytce izolacyjnej z dodatkowymi warstwami ... 78

4.4. Podsumowanie ... 81

5. Analiza wpływu dodatkowej warstwy przewodzącej na właściwości termiczne wybranego modelu ... 82

5.1. Wprowadzenie ... 82

5.2. Właściwości termiczne dodatkowych warstw płytki ... 83

5.3. Analiza wpływu właściwości dodatkowej warstwy przewodzącej na rozkład temperatury

w badanym modelu ... 84

4 5.4. Analiza wpływu wybranych materiałów na właściwości dodatkowej warstwy

przewodzącej ... 88

5.5. Podsumowanie ... 93

6. Badanie wpływu domieszki materiału przewodzącego ciepło w warstwie izolacji na właściwości termiczne wybranego modelu płytki ... 94

6.1. Wprowadzenie ... 94

6.2. Wyznaczanie zastępczego współczynnika przewodności cieplnej dla warstwy izolacyjnej (LI900) z domieszką materiału przewodzącego ciepło ... 94

6.3. Wpływ właściwości termicznych domieszki materiału przewodzącego ciepło na rozkład temperatury w badanym modelu płytki ...101

6.4. Podsumowanie ...104

7. Wyznaczanie rozkładu koncentracji materiału przewodzącego ciepło w warstwie ochronnej ... 105

7.1. Wprowadzenie ...105

7.2. Algorytm iteracyjny wyznaczania zmiennej koncentracji materiału przewodzącego w warstwie izolacyjnej ...105

7.3. Analiza numeryczna wpływu zmiennej koncentracji materiału przewodzącego w warstwie izolacji ...110

7.4. Podsumowanie ...112

8. Wnioski końcowe ... 114

Literatura ... 117

Spis rysunków ... 121

Spis tabel ... 126

Streszczenie ... 129

Abstract ... 130

5

Wykaz ważniejszych oznaczeń

c – prędkość światła [m/s],

– ciepło właściwe przy stałym ciśnieniu [J/(kgK)], D – średnica uszkodzenia [m] lub [cm],

E – moduł Younga [Pa],

I – natężenie promieniowania [W/(m

·sr)],

– współczynnik przewodzenia ciepła [W/(m·K)], p – ciśnienie [Pa],

q – gęstość strumienia ciepła [W/m

],

s – powierzchnia materiału przewodzącego o danej koncentracji [m

], t – czas [s],

– temperatura [K] lub [°C],

z, r – współrzędne w układzie walcowym,

2D, 3D – analiza dwuwymiarowa, trójwymiarowa

Symbole greckie:

– współczynnik rozszerzalności cieplnej [1/K],

– koncentracja dodatkowego materiału przewodzącego [%], Γ – brzeg obszaru przestrzeni dwuwymiarowej,

– współczynnik emisyjności cieplnej, – współczynnik tłumienia (ekstynkcji),

– współczynnik absorpcji, – współczynnik rozpraszania, – gęstość [kg/m

],

σ – stała Stefana - Boltzmanna [W/(m

·K

)], σ

– naprężenie termiczne [MPa] lub [kPa], – liczba Poissona,

Ω – obszar przestrzeni dwuwymiarowej

6 1. Wprowadzenie

1.1. Nagrzewanie aerodynamiczne

W trakcie misji kosmicznej każdy etap lotu realizowany jest z bardzo dużymi prędkościami.

Przelot pojazdu w takich warunkach stwarza różne źródła zagrożeń, niosąc ze sobą szereg wyzwań technicznych. Szczególną chwilą w czasie misji orbitalnej jest powrót pojazdu na Ziemię. Wiąże się z nim tzw. nagrzewanie aerodynamiczne. Występuje ono w przypadku nagrzewania ciała stałego w wyniku przejścia płynu (np. powietrza) przez obiekt taki jak meteor, pocisk, samolot czy pojazd kosmiczny. Źródłem nagrzewania jest tarcie wynikające z lepkości płynu. Powoduje to spowolnienie płynu w kierunku powierzchni poruszającego się obiektu. Wówczas następuje zamiana energii kinetycznej w ciepło. Temperatura statku kosmicznego w czasie jego wlotu w atmosferę gwałtownie wzrasta w wyniku zmiany rodzaju ośrodka (z nieciągłego na ciągły). Transport ciepła do powierzchni obiektu odbywa się głównie na drodze konwekcji a w wyższych temperaturach na drodze radiacji . Przepływ gazu o wysokiej temperaturze istotnie różni się od przepływu gazu przy stałym wykładniku izentropy χ. Jeśli temperatura jest dostatecznie wysoka, może powodować jonizację, gaz staje się częściowo zjonizowaną plazmą, która posiada skończoną przewodność elektryczną i gdy przepływ odbywa się w obecności zewnętrznych pól elektrycznych lub magnetycznych to siły elektromagnetyczne obiektu mogą oddziaływać na płyn. Mogą również wystąpić efekty nie-adiabatyczne wynikające z radiacji z lub do gazu [2]. W podgrzewanym powietrzu reakcje chemiczne nie występują poniżej 2500 K. Jednak przy temperaturze 800 K następuje wzbudzenie oscylacyjne cząsteczek co już wpływa na zmianę właściwości powietrza. Zjawisko dysocjacji występuje w zakresie 2500÷9000 K. Najpierw reakcji podlega tlen O

, a następnie azot N

. Wolne atomy pierwiastków poddane są jonizacji wraz z dysocjacją ostatnich cząstek azotu. W wyniku tych procesów w powietrzu znajdują się wolne atomy i wolne elektrony. W rzeczywistości reakcje te wzajemnie się przenikają. Wolne elektrony, są przyczyną zakłócania korespondencji załogi statku kosmicznego z bazą naziemną z uwagi na pochłanianie fal radiowych. Taki gaz określa się mianem gazu chemicznie reagującego. Zjawiska te zobrazowano na rys. 1.1.

Rys.1.1. Wzrost temperatury i związane z nim procesy reakcji w powietrzu przy ciśnieniu 1013,25 hPa [35]

7 W wyniku wysokich temperatur materiał osłony statku kosmicznego nie powinien posiadać właściwości katalitycznych, ponieważ w wyniku wysokich temperatur zgromadzona w atomach energia dysocjacji może być uwolniona ponownie wytwarzając przy powierzchni dodatkowe ciepło. W takiej mieszaninie zachodzą procesy rekombinacji (ponowne łączenie atomów w cząsteczki), dlatego na osłony termiczne wykorzystuje się materiały niebędące katalizatorami.

Można do nich zaliczyć np. SiC czy C-SiC [47].

Na obiekty poruszające się z prędkością 11,2 km/s oddziałuje rozgrzane powietrze o temperaturze 11000 K (dla porównania temperatura przy powierzchni Słońca wynosi 6000 K).

Wykorzystując równanie stanu gazu doskonałego dla płynu nielepkiego można skorzystać z następującego wzoru, który daje wynik zupełnie nieprawdziwy [17]:

(

) (1)

gdzie:

, ,

(co odpowiada prędkości pojazdu 11,2 km/s na wysokości 79 km) [17].

Z powyższego przeliczenia wynika, że nie można wyznaczyć temperatury na ściance pojazdu wchodzącego w atmosferę metodami uproszczonymi za pomocą równania gazu doskonałego.

Jego wykorzystanie do opisu nagrzewania aerodynamicznego ma zastosowanie tylko do czasu pojawienia się wzbudzenia oscylacyjnego cząsteczek. Kiedy ono następuje mamy do czynienia z gazem półdoskonałym (ciepło właściwe jest funkcją temperatury). W chwili pojawienia się reakcji chemicznych mamy do czynienia z chemicznie reagującą mieszaniną gazu doskonałego (dla gazu rzeczywistego ciepło właściwe jest funkcją temperatury i ciśnienia). Przyjmuje się, że jeśli wzbudzenie oscylacyjne i reakcje chemiczne następują gwałtownie, znacznie szybciej niż poruszające się cząstki płynu w przepływie to występuje oscylacyjna i chemiczna równowaga. W przeciwnym wypadku mówi się o nierównowadze w przepływie. Na rys. 13.2 zestawiono wspomniane wcześniej reakcje z trajektoriami pojazdów kosmicznych. Wszystkie te zjawiska wzbudzenia energetycznego mieszczą się pod pojęciem efektów wysokiej temperatury. W literaturze dotyczącej zagadnień aerodynamiki często nazywa się je efektami gazu rzeczywistego jednak jest to niezgodne z nomenklaturą chemii fizycznej [2,17].

Wahadłowiec kosmiczny był jedynym statkiem kosmicznym (misji orbitalnych) wielokrotnego wykorzystania co świadczy o tym jak trudna do zaprojektowania jest to konstrukcja. Wielkość dopływającego strumienia ciepła podyktowana jest przede wszystkim wytyczoną dla danego statku kosmicznego trajektorią lotu. Trajektoria lotu musi zapewnić kontrolowaną dyssypację energii potencjalnej i kinetycznej związaną z prędkością i wysokością lotu. Oznacza to utrzymanie dynamicznych i termicznych obciążeń w dopuszczalnych granicach. Natomiast utrzymanie prawidłowego kąta drogi lotu zależy od kontroli nad siłą nośną i oporem, co jest trudne z powodu dużej rozpiętości prędkości sięgających 25 Ma i więcej. Rozróżnia się dwa typy trajektorii:

- balistyczna,

- szybowa.

8

nimi procesy reakcji w powietrzu [11]

Trajektoria balistyczna to lot statku kosmicznego bez wykorzystania siły nośnej. Jest to oczywiście przybliżenie, ponieważ asymetryczność geometrii w pojazdach kosmicznych powoduje przesunięcie środka ciężkości i środka parcia sił ciśnienia. Wynikiem tego jest aerodynamiczne wyważenie statku kosmicznego w trakcie lotu.

Trajektoria szybowa zakłada udział siły nośnej przy prędkościach hipersonicznych oraz mały kąt natarcia pojazdu. W praktyce takie pojazdy są mniej przystosowane do lotów z prędkościami naddźwiękowymi i poddźwiękowymi. Trajektoria szybowa skokowa wykorzystuje działanie sił aerodynamicznych wyraźnie przewyższających siły odśrodkowe i grawitację. Takie zjawisko w trakcie wlotu w atmosferę może doprowadzić do ponownego, krótkotrwałego opuszczenia atmosfery (faza Keplera) [15].

Rys.1.3. Porównanie lokalnej wielkości gęstości strumieni ciepła na ściankach pojazdu wykonującego lot wg trajektorii balistycznej i szybowej [47]

Trajektoria lotu jest bardzo ważna z punktu widzenia doboru osłony termicznej. Ma ona ogromny wpływ na to jakie temperatury będą występowały na obudowie statku kosmicznego w trakcie podróży powrotnej na Ziemię, rys. 1.3.

1.2. Rodzaje zagrożeń dla statku kosmicznego

Zestawienie zagrożeń dla statku kosmicznego można wykonać na przykładzie danych

oszacowania ryzyka utraty wahadłowca, rys. 1.4. Poniższy schemat powstał w oparciu o analizę

ryzyka, stworzonej we współpracy agencji kosmicznej NASA i Uniwersytetu Stanforda (analiza

9 na podstawie 30 lotów). Wynika z niego, że istnieją trzy rodzaje czynników, które wpływają na ryzyko utraty pojedynczej płytki. Jest to jakość połączenia, wpływ zanieczyszczeń i czynniki inne.

Rys. 1.4. Czynniki wpływające na ryzyko utraty wahadłowca [9]

W trakcie projektowania wahadłowca nie zastosowano dokładnej analizy ryzyka. Było to spowodowane tym, że w latach sześćdziesiątych konsultanci oszacowali ryzyko niepowodzenia misji na Księżyc na bardzo duże. Władze projektu obawiały się, że opinia publiczna wystraszy się i zostaną wstrzymane dotacje na przedsięwzięcie. W roku 1989 amerykańska agencja kosmiczna NASA oszacowała, że prawdopodobieństwo utraty wahadłowca wraz z załogą na jeden lot wynosiło 1 do 100. Koszt utraty statku włączając straty ludzkie wyceniono na 5 miliardów dolarów. Udział osłony termicznej TPS (Thermal Protection System) nie jest dokładnie znany, ale uważa się, że wynosił ok. 10% (40% stanowiły źródła zanieczyszczeń i 60%

odpadanie oraz przekroczenie naprężeń normalnych). Na podstawie badań w 1994 roku uznano, że prawdopodobieństwo utraty statku i załogi z powodu zniszczenia płytek spadło z 1 do 1000 do 1 do 80000. Liczba zniszczonych płytek w pierwszych 33 lotach sięgała każdorazowo od 53 do 707 [9].

Do roku 2003, kiedy miała miejsce katastrofa promu Columbia, zjawisko odpadania płytek było dość częste. Po katastrofie amerykańska agencja kosmiczna NASA wprowadziła możliwość

utrata wahadłowca

niesprawność podsystemów

nagrzewanie w trakcie wejścia w

atmosferę

utrata płytki

spowodowana zanieczyszczeniami

projekt i nałożenie izolacji

na zbiorniku na paliwo stałe oraz

na rakiety wspomagające

odladzanie w trakcie startu

zanieczyszczenia kosmiczne

jakość połączenia

kontrola pracy techników

jakość prac konserwacyjnych

spowodowana czynnikami

innymi jak zanieczyszczenia utrata kolejnych

płytek trajektoria jakość pomiarów stopni i szczelin

naprawa płytek na orbicie modyfikacje i

projekty

10 naprawy promu na orbicie. Mimo, że zmniejszono tym znacznie niebezpieczeństwo, to problem nadal istnieje. W najgorszym razie po lądowaniu naliczało się w ostatnich lotach ok. kilkunastu brakujących płytek izolacyjnych [54]. Ilościowo nie jest to dużo, zwłaszcza jeśli weźmie się pod uwagę to, że część z nich odpadała w trakcie lądowania promu. Jednak zważywszy na to, w jak ciężkich warunkach pracują płytki, stanowi to nadal znaczne niebezpieczeństwo.

Jeśli chodzi o jakość połączenia to odkryto przypadki, że kilka płytek było jedynie wciśniętych pomiędzy wypełniacze i utrzymywały się tylko za pomocą tarcia. Zdarzały się przypadki, że jakiś technik pod presją czasu niechlujnie rozpryskiwał spoiwo RTV aby szybciej schło. W tym przypadku dodawano wodę, która przyspieszała schnięcie, ale zwiększała również prawdopodobieństwo reakcji katalitycznej spoiwa RTV, która mogła spowodować odczepianie się płytek w trakcie działania obciążeń normalnych. Słabsze spoiwo, aniżeli było zaprojektowane może pojawić się z kilku powodów:



zbyt małej warstwy nałożonego czynnika wiążącego,



pogorszenia jakości spoiwa z powodu chemicznej reakcji z czynnikami zewnętrznymi (np. wodoodpornej impregnacji lub przecieków płynów hydraulicznych),



nieprawidłowych procedur konserwacji.

Jedne z pierwszych wad, które wykryto już po pierwszym locie wahadłowca (Columbia) były:



słaba przyczepność płytki z podkładką,



obecność wody w izolacji, która na orbicie zamarzała niszcząc materiał.

Dlatego ostatecznie materiał izolacyjny stał się wodoodporny a dolną jego część zagęszczono w miejscu przytwierdzenia z podkładką. Zanieczyszczenia mogą pochodzić z kilku źródeł:



lodu, który akumuluje się w czasie montażu wahadłowca,



izolacji zbiornika zewnętrznego i rakietach wspomagających,



powierzchni ziemi,



sprzętu używanego przy starcie oraz w kosmosie.

Z historycznego punktu widzenia, źródłem zewnętrznych uszkodzeń w większości przypadków była izolacja ochronna zbiornika zewnętrznego oraz rakiet wspomagających na paliwo stałe [9].

Jak wspomniano wcześniej, zanieczyszczenia izolacji mogą mieć swoje źródła zarówno w atmosferze ziemskiej jak i w kosmosie. Pochodzenie gruzu kosmicznego może być wynikiem działalności człowieka oraz uwarunkowań środowiskowych. Gruz orbitalny, pochodzący z działalności ludzkiej wynika z różnych źródeł. W dalszym opisie dotyczy on satelit, które są głównymi urządzeniami działającymi na orbitach. Ponad połowa wszystkich znanych przyczyn jest wynikiem zjawisk związanych z uszkodzeniem napędu. Ich powodami są katastrofalne nieprawidłowości związane m. in. z manewrowaniem, oraz wybuchami pozostałości paliwa lub awarią aktywnych systemów kontroli położenia [20]. Drugą liczną grupę stanowią działania planowane, związane najczęściej z bezpieczeństwem. W historii wydarzyły się jedynie 4 razy.

Ostatnim z nich było zestrzelenie chińskiego satelity. Poza tym przypadkiem istnienie takiego

gruzu jest krótkotrwałe. Kolejnym, ale już znacznie rzadziej występującym źródłem

zanieczyszczeń są wybuchy baterii. Zostało potwierdzonych jedynie osiem takich wybuchów, ale

powstałe śmieci w ich wyniku paradoksalnie tworzą drugą pod względem ilości grupę całej

populacji odpadów utrzymujących się na orbicie. Najrzadszą przyczyną powstawania

kosmicznego gruzu są przypadkowe kolizje obiektów technicznych (z bardzo małymi

cząstkami). Udokumentowano trzy takie przypadki. Śmieci z tych zderzeń stanowią 1/10 całej

populacji zanieczyszczeń. Poza rozróżnialnymi przyczynami istnieją też te, które kwalifikuje się

11 jako nieznane. Procentowy udział źródeł powstawania kosmicznego gruzu przedstawiono na rys. 1.5.

Rys. 1.5. Udział procentowy źródeł powstawania zanieczyszczeń kosmicznych (dla satelit), rok 2007 [18]

Do gruzu zalicza się m.in. niefunkcjonujące części statków kosmicznych oraz rakiet. Śmieci związane z wykonywanymi misjami są celowo wytwarzane w wyniku np. odrzucania modułów w trakcie transportu satelit na orbitę. Dotyczy to m. in. pokryw obiektywów, elementów wykorzystywanych do pakowania lub wypakowywania urządzeń, czy pustych zbiorników paliwa. Bardzo drobne szczątki pochodzą często z eksplozji . Drobne szczątki oraz związane z nimi zanieczyszczenia tworzy łuszcząca się farba statków kosmicznych. Są to drobiny o rozmiarach części milimetrów. Uznaje się, że przyczyną tego jest atomowa erozja tlenu, organicznego spoiwa w farbie. Wiele małych cząstek powstaje podczas kończenia działania silników rakiet na paliwo stałe i tworzą je tlenki aluminium (Al

O

), zwane żużlem. Wówczas następuje nagłe rozprężenie, ekspansja i krzepnięcie stopionego tlenku aluminium, nagromadzonego podczas spalania. Cząstki te mają rozmiary od 100 µm. Duża ich liczba o najczęściej małych rozmiarach przyczynia się znacznie do powierzchniowej erozji statków kosmicznych i do ich zanieczyszczenia. Inną formą zanieczyszczenia są kropelki potasu sodu (NaK), które są uwalniane z sondy RORSTAT, wystrzelonej niegdyś przez Związek Radziecki.

Związki te służyły jako chłodziwo do pokładowych reaktorów jądrowych i szacuje się, że liczba kropel rozmiarów 5 mm i więcej występuje w liczbie ponad 50000 [18].

Drugą grupę zagrożeń w przestrzeni orbitalnej stanowią meteoroidy. Są to okruchy skalne pochodzące od asteroid i komet. Prędkości meteoroidów wchodzących w atmosferę ziemską wahają się od 11 do 72 km/s [18]. O maksymalnym bezpieczeństwie statku kosmicznego decyduje dopuszczalny poziom niezawodności oraz kryteria sukcesu, czyli prawdopodobieństwa nietrafienia przez inny obiekt. Średnia prędkość orbitującego statku kosmicznego to ok 20 km/s. Większość meteoroidów uderzających w pojazdy kosmiczne pochodzi od komet i ma gęstość ok 1 g/cm

. Natomiast meteoryty, które można znaleźć na Ziemi są znacznie bardziej gęste i ocenia się, że zwykle pochodzą od asteroid. Orbitalne zanieczyszczenia wynikające z działalności człowieka mają mniejszą prędkość jak meteoroidy.

Przyjmuje się, że na wysokości 400 km statek kosmiczny przy średniej prędkości 9 km/s może

zostać uderzony przez takie zanieczyszczenia mające prędkości od 1 do 15 km/s. Do oceny

ryzyka przyjmuje się cząstki o gęstości odpowiadającej gęstości aluminium, czyli 2,8 g/cm

.

Przyjmuje się, że krytyczna średnia zanieczyszczenia (zanieczyszczenia aluminium) o prędkości

12 7km/s i zerowym kącie natarcia dla systemu osłony termicznej wahadłowca wynosi 0,08 – 0,5 cm a ryzyko dla tej osłony liczone w procentach na powierzchnię, na rok wynosi 0,013. Dla przykładu międzynarodowa stacja kosmiczna zaprojektowana jest tak by wytrzymać uderzenie zanieczyszczeń (aluminium) o średnicy 0,6 do 1,3 cm o prędkości 7 km/s [37]. Trudno oszacować całkowitą ilość obiektów na orbicie ale przyjmuje się, że wygląda to tak jak przedstawiono w tabeli 1.1. Obliczenia przygotowała Europejska Agencja Kosmiczna (program Master 2005) [41]. Rozmieszczenie obiektów w przestrzeni orbitalnej pokazuje kolejny wykres, rys. 1.6.

Tab. 1.1. Liczba zanieczyszczeń kosmicznych w zależności od wielkości [49]

wielkość zanieczyszczeń [cm]

niska orbita [LEO] 16 mln. 270 tyś. 14 tyś.

wszystkie orbity 150 mln. 630 tyś. 22 tyś.

Rys. 1.6. Przybliżone rozmieszczenie obiektów w przestrzeni okołoziemskiej [41]

To jak często następują zderzenia w kosmosie podlega dokładnym badaniom przez agencje kosmiczne, które posiadają swoje programy do analizy. Obliczenia sporządzone przez NASA posłużyły m. in. do stworzenia ryzyka kolizji zanieczyszczeń z Międzynarodową Stacją Kosmiczną. Tabele 1.2. i 1.3 przedstawiają ryzyko zderzenia na rok 2007. Dane przedstawiają liczby zanieczyszczeń dla następujących średnic podanych w cm: 0,001, 0,002, 0,004, 0,01, 0,02, 0,05, 0,1, 0,2. Informacje zostały zestawione oddzielnie dla meteoroidów. Dane do wykonania rysunków zaczerpnięto z literatury [37].

Tab. 1.2. Liczba zanieczyszczeń (działalność ludzka) przypadających na m²/rok dla Międzynarodowej Stacji Kosmicznej, 2007 r. (NASA) [37]

wielkość zanieczyszczeń [cm] 0,001 0,002 0,004 0,01 0,02 0,05 0,1 0,2

liczba 767 367 100 23 6 0,43 0,05 0,002

Tab. 1. 3. Liczba zanieczyszczeń (meteoroidy) przypadających na m²/rok dla Międzynarodowej Stacji Kosmicznej, 2007 r. (NASA) [37]

13

liczba 933 467 110 33 5 0,23 0,01 0,001

Nawet małe obiekty mogą spowodować poważne uszkodzenia jak również zniszczyć statek kosmiczny z powodu dużych prędkości, które wynoszą średnio 11 km/s, tj. 39600 km/h.

Pierwszym udokumentowanym przypadkiem uderzenia tzw. orbitalnego gruzu był lot wahadłowca STS-7 w 1983 roku [18]. Wówczas drobina farby o średnicy 0,2 mm, po uderzeniu w szybę wahadłowca spowodowała otwór o głębokości 0,4 mm, co było przekroczeniem dopuszczalnych uszkodzeń. Wymogi środowiskowe spowodowały, że na każdy lot wahadłowca przypadała wymiana 1 do 2 okien, rys. 1.7.

Rys. 1.7. Uszkodzenie szyby wahadłowca [18]

Jak stwierdzono wcześniej w pierwszych misjach wykryto wiele niedoskonałości izolacji. Jedną z nich był brak ochrony przed skutkami działania wody na orbicie. Przykład takiego uszkodzenia pokazano na rysunku 1.8. Na tym przykładzie widać, że jest to bardzo niebezpieczny defekt, ponieważ ubytkowi podlega duży obszar izolacji.

Rys. 1.8. Uszkodzenie spowodowane przez zamarzniętą wodę w strukturze izolatora [42]

Po locie misji STS115 w roku 2006 wykryto niebezpieczne uszkodzenie w ścianie ładowni,

spowodowane również uderzeniem kosmicznego gruzu. Cząstka przebiła obie ściany

wypełniacza ulowego i w ten sposób fala uderzeniowa w ubytku spowodowała dodatkowe

14 pęknięcie na tylnej powierzchni. Średnica otworu wlotowego w tym przypadku wynosiła 2,7 mm, wylotowego 0,8 mm, natomiast powstałego pęknięcia 6,8 mm, rys. 1.9.

Rys. 1.9. Pęknięcie na tylnej powierzchni poszycia [18]

Kolejne uszkodzenie przedstawiono na rysunku 1.10. Widać na nim sześć uszkodzonych płytek izolacyjnych skrzydła wahadłowca STS26. Przyjmuje się, że powodem ubytku materiału było uderzenie odpadającej pianki wspornika ze zbiornika zewnętrznego. Podobna sytuacja miała miejsce przy katastrofie Columbia w 2003 roku, tylko, że wówczas element obudowy zbiornika zewnętrznego oderwał się i uderzył bezpośrednio w lewe skrzydło orbitera [6].

Rys. 1.10. Uszkodzenie powstałe w wyniku uderzenia izolacji [6]

Naturalnym sposobem uszkadzania struktury pojazdów kosmicznych na orbitach jest wpływ

zjawiska mikrometeorytów. Kolejne zdjęcie przedstawia płytki izolacyjne znajdujące się na

spodniej części kadłuba, rys. 1.11. Widoczny jest duży rejon uszkodzeń ale o niedużych

głębokościach.

15

Ostatni przykład ukazuje uszkodzenie, które zostało powiększone w wyniku hipersonicznego przepływu rozgrzanego powietrza. Czerwony kolor pod spodem to spoiwo RTV, rys. 1.12.

Rys. 1.12. Spalenie części izolacji (lewa strona: widok na orbicie, prawa strona: widok po wylądowaniu) [55]

1.3. Klasyfikacja materiałów w technice kosmicznej

Metody projektowania konstrukcji statków kosmicznych opierają się w głównej mierze na metodach projektowania statków powietrznych. Projektowanie struktury pojazdów podlega wymaganiom, do których należą: minimalizacja wagi i wibracji oraz dokładny dobór materiału.

Istotne jest osiągnięcie jak najmniejszej masy i jak największej niezawodności przy minimalnych kosztach i krótkim czasie produkcji. To co może wyróżniać konstrukcje statków kosmicznych to także ścisła zależność podsystemów związanych z wymianą ciepła, kontrolą wysokości, komunikacji czy mocy. Materiały wykorzystywane na osłony termiczne w przemyśle kosmicznym można podzielić następująco [13,48]:

a) pojedynczego wykorzystania - ablacyjne



tworzywa nylonowo-fenolowe, fenolowo-nylonowe i fenolowo-fenolowe, np. Den-438 (Dow Chemical),



teflon (politetrafluoroetyleny),



tworzywa węglowo-fenolowe, np. X6400 (AVCO Corporation),



tworzywa krzemowo-teflonowe, np. Teflon/Astroquarts,



tworzywa krzemowo-fenolowe, np. Daclock 120 (McDonnel Douglas),



tworzywa krzemowe, np. ESA3560 (Martin Marietta),



polibenzymidazole, np. DHX-31 (Whittaker Corporation)



nieorganiczne kompozyty krzemowe, np. ESM 1004 AP (General Electric),

16



organiczne kompozyty krzemowe, np. S-3 (McDonnel Douglas),



inne, np. PBN (Raytheon Corporation), b) wielokrotnego wykorzystania



materiały na bazie węgla, np. RCC (Vought Corporation),



materiały na bazie krzemu, np. AB312 (Minnesota Mining & Manufacturing Corporation),



poliamidy, np. Nomex FRSI (DuPont),



metale takie jak: aluminium, beryl, niob, miedź, tytan.

W literaturze zdefiniowane są ogólne wymagania dla materiałów systemu osłony termicznej pojazdu określanego w j. angielskim jako OTV (Orbit Transfer Vehicle), co oznacza statek przeznaczony do lotów na orbitę. Wymogi te są następujące [27]:



zdolność do nagrzewania 170350÷408840 W/m^2,



odporność na wysokie temperatury 1205÷1820°C,



trwała i lekka konstrukcja,



optymalne właściwości niekatalityczne,



jednolita konstrukcja (np. jak najmniejsza ilość płytek izolacyjnych),



zdolność do wielokrotnego wykorzystania, z możliwością naprawy i montażu na orbicie,



łatwość wytwarzania.

1.4. Systemy osłony termicznej w transporcie lotniczym i kosmicznym

W przemyśle lotniczym i kosmicznym można wyróżnić trzy podstawowe systemy osłon termicznych. Jest to system bierny, półbierny oraz aktywny, rys. 1.13. System bierny posiada trzy typy rozwiązań. Pierwszy z nich to osłona, której najważniejszymi elementami jest poszycie i izolacja. Poszycia izolowane używane są do względnie przeciętnych strumieni ciepła w relatywnie krótkich czasach. Głównym mechanizmem usuwania ciepła jest radiacja z izolacji.

Kolejna koncepcja wykorzystująca osłonę typu radiator dobrze sprawdza się przy umiarkowanych strumieniach ciepła, w sytuacjach przejściowych. Ciepło z takiej struktury usuwane jest na drodze przewodzenia i w mniejszym stopniu przez radiację. Osłonę typu poszycie gorące można wykorzystać przy większych strumieniach ciepła, choć nadal są to strumienie nieduże. W przeciwieństwie do obu poprzednich rozwiązań struktura taka może nagrzewać się dłużej. Podobnie jak w przypadku izolacji, ciepło odprowadzane jest głównie na drodze promieniowania i częściowo przewodzenia. System osłony aktywnej również posiada trzy podtypy rozwiązań. Poszycie z chłodziwem w obiegu zamkniętym stanowi pierwszy z nich.

Nagrzana zewnętrzna część poszycia przekazuje ciepło do chłodziwa na drodze konwekcji.

Nagrzany gaz w innym miejscu promieniuje i temperatura czynnika spada. W przypadku

poszycia z chłodzeniem otwartym w poszyciu przepływa gaz chłodzący. W przeciwieństwie do

poprzedniego rozwiązania film chłodzący działa jak cienka warstwa izolacji opuszczając pojazd

bezpowrotnie przez specjalne upusty. Ostatni podtyp osłony typu aktywnego to poszycie z

chłodzeniem transpiracyjnym. Struktura osłony ma budowę porowatą. Z jednej jej strony

przepływa ciecz chłodząca, która przenika przez materiał tworząc od strony nagrzanej film

chłodzący na powierzchni. System póbierny natomiast jest koncepcją łączącą oba powyższe

systemy. Składa się z dwóch rozwiązań. Jedno z nich to poszycie z rurą cieplną, które może mieć

zastosowanie w przypadku występowania dużych strumieni ciepła i przez długi okres czasu. W

poszyciu znajduje się ciecz, która otrzymane ciepło transportuje w inny rejon i

wypromieniowuje je. Drugi rodzaj systemu półbiernego wykorzystuje zjawisko sublimacji

polegające na przejściu materiału (ablatora) ze stanu stałego w stan gazowy z pominięciem

17 stanu ciekłego [24]. W tym procesie zużywany jest bezpowrotnie ablator pochłaniając duże ilości ciepła, dlatego nie przenika ono do wewnętrznych struktur materiału. [14,28]

Rys. 1.13. Rodzaje koncepcji osłon termicznych w przemyśle lotniczym i kosmicznym [45]

Można uznać, że poważny rozwój systemu osłony termicznej dla pojazdów hipersonicznych rozpoczął się w latach 50-tych. Wtedy to pracujący nad coraz szybszymi rakietami naukowcy, tacy jak George Sutton czy Werhner von Braun (twórca rakiet V-2 w czasie II Wojny Światowej) zainicjowali prace nad powłokami termicznymi. W 1954 roku przetestowano wiele materiałów jak tlenek berylu, nylon, tworzywa fenolowe, włókna dwutlenku krzemu i inne [19]. Były to też początki stosowania ablacyjnej osłony termicznej, którą wykorzystano w wielu projektach badawczych i która była najważniejszym systemem do czasu wprowadzenia do służby pierwszego statku kosmicznego wielokrotnego wykorzystania - amerykańskiego wahadłowca.

Ablatorów użyto do wszystkich wczesnych misji Apollo, Mercury i Gemini. Współcześnie nadal nie straciły one na znaczeniu bo pojazdy takie jak rosyjski Sojuz czy chiński Shenzhou zawierają je jako materiał osłonowy [53]. Materiały używane na ablatory charakteryzują się wysoką temperaturą topienia i parowania oraz małą przewodnością ciepła. Przykładami ablacyjnego systemu osłony termicznej są wzmocnione włókna plastiku i grafitu. W przypadku misji międzyplanetarnych jest to póki podstawowe rozwiązanie [47]. W obecnych czasach transport kosmiczny dąży do uzyskania pojazdów orbitalnych typu SSTO (single-stage-to-orbit). Pojazdy takie w trakcie lotu nie odrzucają żadnych elementów. Projekty takie jak Skylon, DC-X, czy X-33 to przykłady takiej koncepcji. Żaden z nich nie zakończył się pomyślnie. Innym ważnym projektem jednak tajnym ze względu na obecnie wykonywane misje wojskowe jest wynoszony przez rakietę typu Atlas pojazd X-37b [52]. Jest on jednocześnie najlepszym przykładem na to, że warto badać i poprawiać płytki krzemowe, ponieważ w swojej budowie posiada także elementy o niemal identycznych właściwościach termicznych (AETB/TUBI). Nowe typy statków

osłony termiczne

bierne

poszycie z izolacją

poszycie - radiator

poszycie gorące

półbierne

poszycie z rurą cieplną

poszycie z ablacją

czynne

poszycie z chłodzenem zamkniętym poszycie z chłodzeniem

otwartym poszycie z chłodzeniem transpiracyjnym

18 kosmicznych to także próby nowych typów osłony termicznej. Na rysunku poniżej przedstawiono futurystyczną wizję połączenia różnych typów osłon w statku SSTO i możliwości jakie niosą, rys. 1.14.

Rys. 1.14. Przykłady zastosowań różnych typów osłon w zależności od stopnia i czasu nagrzania [14]

Możliwe alternatywne przyszłe rozwiązania zostały zaczerpnięte z danych przedstawionych na prezentacji Thomas’a Moser’a z dnia 22 września 2005 roku, rys. 1.15. oraz 1.16. Thomas Moser to osoba związana z wieloma najważniejszymi projektami kosmicznymi, piastująca liczne stanowiska dyrektorskie różnych instytucji i komisji. W skład propozycji wchodzi 9 alternatyw.

Pozycje 1 zawiera ablator i poszycie z aluminium. Materiał 2 i 3 zawierają izolację LI oraz poszycie ze stopu aluminium. Pozycja 4 to TPS z LI i panelu z Berylu oraz stop aluminium.

Pozycja 5 to również LI oraz stop magnezu. Pozycja 6 stanowi TPS metaliczny i poszycie z aluminium. Pozycja 7 to poszycie aluminiowo – tytanowe oraz TPS z LI i panelu tytanowego.

Ostatnie dwie pozycje to konstrukcja berylowo – tytanowa i LI, oraz tytanowa i LI. Cena dotyczy

izolacji i poszycia, natomiast ciężar determinuje koszty związane z misjami. Jeśli jest on mniejszy

to również jest mniejszy koszt misji. Ceny struktur, z uwagi na brak aktualnych danych

źródłowych zaczerpnięto z czasów, kiedy zastanawiano się nad wyborem rozwiązania dla

wahadłowca, niemniej jednak warianty rozwiązań nie straciły na swoim znaczeniu. Z

materiałów z lat chociażby 80-tych wynika, że już wcześniej pracowano i przewidywano

wprowadzenie materiałów, które weszły w życie np. w latach 90-tych w trakcie działania

wahadłowca [27]. Wówczas zdecydowano się wybrać na poszycie aluminium, ponieważ

posiadano bogaty zasób danych na temat jego właściwości (wystąpiły poważne problemy

podczas eksploatacji tytanu w samolocie SR-71 a produkcja berylu była trudna [33]). Obecnie

tytan jest materiałem dobrze poznanym i w perspektywie kolejnych projektów kosmicznych jest

wysoce prawdopodobne, że znajdzie liczne zastosowania, także jako materiał TPS.

19

Rys. 1.16. Porównanie wagi wariantów systemu osłony biernej [33]

Innym interesującym rozwiązaniem chłodzenia statków kosmicznych wlatujących w atmosferę Ziemi może być w przyszłości pole magnetyczne. Zajmuje się tym odrębny dział nauki zwany magnetohydrodynamiką. Wykorzystuje się ciepło z nagrzanego (częściowo zjonizowanego) powietrza do konwersji na prąd elektryczny. Powstałe w wyniku przepływu prądu pole magnetyczne może posłużyć do częściowej osłony przed gorącymi strumieniami ciepła. Wolne elektrony krążą wokół linii pola magnetycznego i nie wnikają między elektrody przez co obniżają efektywność przewodnictwa cieplnego. Dotychczas rozwiązanie takie było nierealne,

7075-T6 Al + SLA-561 Ablator 7075-T6 Al + LI1500 2024-T81 Al + LI1500 7075-T6 Al + LI1500/Be panel HM21A-T8 Mg + LI1500 7075-T6 Al + metaliczny TPS Al/Tii + LI1500/Ti panel Be/Ti + LI1500 6Al-4VTi + LI1500

0 10 20 30 40 50 60

1 2 3 4 5 6 7 8 9

Koszt [mln $] koszt TPS

koszt poszycia

7075-T6 Al + SLA-561 Ablator 7075-T6 Al + LI1500 2024-T81 Al + LI1500 7075-T6 Al + LI1500/Be panel HM21A-T8 Mg + LI1500 7075-T6 Al + metaliczny TPS Al/Ti + LI1500/Ti panel Be/Ti + LI1500 6Al-4VTi + LI1500

0 0,005 0,01 0,015 0,02 0,025 0,03 0,035 0,04

1 2 3 4 5 6 7 8 9

waga [kg]

20 ale istnieją prace naukowe świadczące o tym, że pracuje się nad takimi koncepcjami. Może ono być połączone z aktywnym systemem chłodzenia takim jak poszycie z rurą cieplną [43]. Nową jakość materiałów na osłony termiczne mogą stanowić cermetale (np. cerchrom). Posiadają one bowiem bardzo korzystny stosunek wagi do odporności na wysokie temperatury, przy większej wytrzymałości i mogą być wykorzystywane wielokrotnie. Analiza literaturowa również wskazuje tendencje do wzrostu zainteresowania tego typu materiałami [28]. Obecnie jest wiele interesujących projektów orbitalnych i podorbitalnych. Przykładem tego drugiego jest jeszcze nieukończony, ale będący w zaawansowanej fazie, projekt SpaceShip (One and Two), firmy Scaled Composites, którego orbiter wykonany jest w głównej mierze z kompozytu na bazie grafitu. Wiele z projektów stanowią statki kosmiczne wielokrotnego wykorzystania i wydaje się, że przynajmniej do misji orbitalnych takie właśnie pojazdy będą stosowane.

System osłony termicznej (Thermal Protection System - TPS) wahadłowca stanowił zespół osłon o różnej budowie, pracujących w środowiskach o różniących się zakresach temperatur. Należały do niego następujące podsystemy, tab. 1.4. oraz 1.5. [3, 8,]:



izolacja zewnętrzna wielokrotnego użytku (Reusable Surface Insulation – RSI); płytka krzemowa, borokrzemianowa z powłoką szklaną (płytka nisko-temperaturowa NIZWU LRSI) i powłoką szklaną z dodatkiem SiB_4 (płytka wysoko-temperaturowa WIZWU HRSI), pierwotnie wyprodukowane przez firmę Lockheed i znane pod nazwą LI900 oraz LI2200

(odporność na temperaturę: LRSI -130°C≤650°C, HRSI -130°C ≤1260°C),



izolacja zewnętrzna wielokrotnego użytku z włókniny IZWUW (Felt Reusable Surface Insulation – FRSI); włóknina nylonowa (polimer aramidowy), pokrycie z krzemokauczuku (odporność na temperaturę: -130°C≤400°C),



wzmocniony kompozyt węglowo-węglowy WKWW (Reinforced Carbon-Carbon - RCC);

kompozyt węglowo-węglowy poddany pirolizie, pokryty SiC (odporność na temperaturę: ≤1650°C),



szyby okienne odporne na działanie gazów o wysokich temperaturach (Window Thermal Panes).

Tab.1.4. Rozmieszczenie i waga głównych podsystemów TPS na przykładzie orbitera nr 112 rodzaj TPS powierzchnia [m²] gęstość powierzchniowa [kg/m²] waga [kg]

IZWUW (FRSI) 332,7 1,6 532,1

NIZWU (LRSI) 254,6 3,98 1014,2

WIZWU (HRSI) 479,7 9,2 4412.,6

WKWW (RCC) 38,0 44,7 1697,3

suma 1105 7656,2

W trakcie działalności orbiterów wprowadzono dodatkowe materiały, których zastosowanie wiązało się z korzyścią wynikającą z różnych właściwości. Zaliczyć można do nich [42]:



zaawansowane elastyczne pokrycie izolacyjne ZEPI (Advanced Flexible Insulation

Blankets – AFRSI): włókna krzemowe poddane gradzinowaniu, przytwierdzone od

gorącej strony do warstwy tkaniny z krzemu a od strony zimnej do tkaniny szklanej,

zastąpiły większość płytek LRSI oraz niektóre pokrycia filcowe FRSI - lepsza sztywność i

niższe koszty operacyjne przy zachowaniu właściwości termicznych zbliżonych do

właściwości płytek LRSI (-130°C≤649°C),

21



izolacja wielokrotnego użytku (RSI) typu kompozyt z włókien trudnotopliwych IWUKWT (Fibrous Refractory Composite Insulation - FRCI) wykonana w taki sam sposób co materiał LI900, z dodatkiem włókien aluminiowo-boro-krzemowych i spiekanych węglików krzemu - zastąpiły płytki LI2200 zapewniając lepszą wytrzymałość i sztywność przy mniejszej gęstości



izolacja wielokrotnego użytku (RSI) typu bariera termiczna ze wzmocnionego aluminium z pokryciem elastycznym z włókien otrzymanych w procesie hartowania (Alumina Enhanced Thermal Barrier - AETB and Toughened Unipiece Fibrous Insulation – TUFI): w 1996 roku zastąpiły płytki HRSI z pierwotnego materiału tylko w miejscach o zwiększonym ryzyku kolizji z obiektami zewnętrznymi, właściwości termiczne zbliżone do właściwości materiału LI900 przy nieco większej przewodności cieplnej, zwiększona odporność na uderzenia.

Tab. 1.5. Dane dotyczące liczby elementów podsystemów [3]

rodzaj TPS gęstość [kg/ ] liczba płytek lub pokryć

WIZWU (HRSI) 352 501

144 20047

IWUKWT (FRCI) 192 2945

NIZWU (LRSI) 144 699

ZEPI (AFRSI) 64 2277

IZWUW (FRSI) 86 977

suma 27446

Na rysunkach 1.17 i 1.18 przedstawiono rozmieszczenie izolacji podstawowej na wahadłowcu oraz rozkład temperatur na jego powierzchni, na przykładzie misji STS5 [8].

Rys. 1.17. Rozmieszczenie izolacji na wahadłowcu [8]

22

Wspomniany materiał LI900 jest głównym materiałem izolacji wielokrotnego użytku wahadłowca. Został wyprodukowany przez firmy Lockheed Missiles i Space Company w Kalifornii. Głównymi jego zaletami jest relatywnie niska przewodność cieplna oraz odporność na szok termiczny. LI 900 ma gęstość od 144,2 kg/ (9 lb/ ). Swoją nazwę zawdzięcza właśnie gęstości podanej w układzie anglosaskim. Wykonana jest w 99,9% z czystego szkła kwarcowego, a 94% całej objętości stanowi powietrze. Sam materiał może pracować w otoczeniu o temperaturach dochodzących do 1204 . Stanowił on główny budulec płytek WIZWU (czarne) oraz NIZWU (białe). Pierwotnie, w miejscach gdzie występowały wysokie naprężenia, wykorzystano formę o zwiększonej gęstości tego materiału (352,4 kg/ ) i w ten sposób powstał LI2200. Z uwagi na to, że płytki WIZWU z materiału LI stanowiły 57% całej izolacji Orbitera i pracowały pod dużymi obciążeniami cieplnymi to właśnie na ich przykładzie została opracowana niniejsza praca. Materiał LI900 jest obecnie stosunkowo tani. W roku 2006 koszt wyprodukowania jednej płytki z tego materiału z pokryciem RCG wynosił 1000$ [26, 40].

Wizualizacja budowy płytki WIZWU i sposobu jej zamocowania została przestawiona na rysunku 1.19. Aluminiowe poszycie stanowi spodnią część ścianki. Do niego przymocowana jest podkładka usztywniająca z polimeru aramidowego (chroni płytkę przed nadmiernymi naprężeniami) oraz panel wypełniacza ze wzmocnionego polimeru aramidowego. Grubość podkładki usztywniającej wynosi zwykle 4,064 mm. Podkładka usztywniająca stanowi główny element łączenia z płytką. Spoiwo po obu stronach podkładki ma grubość 1,905 0,508 mm. Od spodu płytki materiał jest zagęszczony. Pomiędzy płytkami istnieją odstępy, które pozostają puste lub są zapełniane w zależności od umiejscowienia na pojeździe. Wypełnienie stosowano w miejscach poddawanych dużym ciśnieniom i ekstremalnym wzbudzeniom aeroakustycznym.

Tworzy je materiał AB312 z włóknami aluminiowymi. Szerokość wolnej przestrzeni wynosi

0,7112 5,08 mm. Sama płytka ma grubość 25,4 127 mm. Warstwa powłoki RCG stanowi

0,254 2,54 mm [24, 40].

23

1.5. Badania związane z systemem osłony termicznej

Istnieją różne prace poświęcone zagadnieniom nagrzewania osłony termicznej orbiterów.

Można wśród nich wyróżnić prace, często teoretyczne, których celem jest ogólne porównywanie różnych systemów osłony termicznej. Należą do nich podręczniki takie jak np. [10]. Jednak treść dużej części pozycji o charakterze badawczym skupiona jest na elementach systemu osłony termicznej amerykańskiego wahadłowca, w tym poświęcana jest także płytkom WIZWU. Jak wspomniano w poprzednim rozdziale system ten (wielokrotnego zastosowania) stanowił jedyne rozwiązanie zastosowane w praktyce w misjach kosmicznych. Zasadniczo tematyka wspomnianych prac skupiona jest na ogół wokół dwóch ważnych problemów:



ewaluacja istniejącego systemu osłony termicznej wielokrotnego użytku,



poszukiwanie nowych rozwiązań systemu osłony termicznej wielokrotnego użytku.

Pierwszemu z wymienionych problemów poświęcone są prace [7, 31, 34]. Z bardziej interesujących prac można wyróżnić artykuł pt. ”Performance characterization, sensitivity and comparison of a dual layer Thermal Protection System” [21]. Autorzy dokonali w niej analizy numerycznej dotyczącej izolacji osłony termicznej. Osłona termiczna składa się z dwóch warstw.

Pierwszą z nich tworzyłaby izolacja LI900 natomiast druga ablator PICA (Phenolic Impregnated Carbon Ablator), czyli impregnowany fenolowy ablator węglowy. Taka osłona mogłaby być korzystna np. w misji na Marsa przy większym ładunku lub transporcie ludzi.

Drugiemu z wymienionych problemów poświęcone są prace [16, 43, 44, 50]. Do jednej z

ciekawszych pozycji literaturowych należy artykuł pt. ”Parametric weight comparison of

advanced metallic, ceramic tile, and ceramic blanket Thermal Protection System” [28]. W pracy

wykonano obliczenia jedno i dwuwymiarowe za pomocą MES. Ich celem było porównanie

różnych koncepcji osłony. W ich skład wchodziły zarówno płytki WIZWU jak również płytki

posiadające inne rodzaje izolacji. Pojawiły się także osłony metaliczne. Główna analiza polegała

na porównaniu wagi poszczególnych osłon w zależności od przenoszonego większego lub

24 mniejszego obciążenia termicznego. Obliczenia związane z wyznaczeniem rozkładu temperatury w osłonie i poszyciu przeprowadzono z wykorzystaniem dwóch odmiennych profili strumienia ciepła w funkcji czasu. Z analizy wynika, że metaliczny system osłony może być konkurencyjny pod względem ciężaru i właściwości termicznych w stosunku do tradycyjnej izolacji LI900. W pracy użyto izolacji z włókien aluminiowych wraz różnymi nadstopami mających formę plastra miodu. Niewątpliwą jednak zaletą ceramicznych płytek izolacyjnych jest ich zdolność do pracy w wysokiej temperaturze. Dlatego metaliczną osłonę często testuje się w oparciu m. in. o istniejący materiał z włókien szklanych.

Ponadto w literaturze można znaleźć analizy zderzeniowe osłony z szybko poruszającymi się obiektami, np. [36] lub badania dotyczące wpływu uderzenia kropel deszczu w osłonę [5].

Efekty studiów, które są zawarte w literaturze, często mają charakter analizy numerycznej wytrzymałościowej lub termicznej. Można jednak znaleźć badania eksperymentalne a także analizy ekonomiczne ważniejszych materiałów, które mogą mieć zastosowanie w systemie osłony termicznej, np. [39].

Niestety mało jest artykułów, w których przedstawiana jest analiza termomechaniczna uszkodzonych izolacji. Ponadto rozwiązania nowe zawarte w najnowszej literaturze nie zawierają albo danych dotyczących właściwości użytych materiałów, albo skuteczność ich działania dopiero ma być potwierdzona eksperymentalnie. W związku z tym wydaje się, że materiał izolacyjny LI900 jest materiałem najbardziej wiarygodnym a więc i odpowiednim jeśli chodzi o badania nad osłoną termiczną.

1.6. Cel i układ pracy

Przedmiotem badań niniejszej pracy jest wysokotemperaturowa izolacja zewnętrzna wielokrotnego użytku (płytka WIZWU). Uszkodzenie materiału izolacyjnego, tworzącego lub wchodzącego w skład systemu osłony termicznej, w warunkach nagrzewania aerodynamicznego może doprowadzić do zniszczenia pojazdu kosmicznego i śmierci załogi. Powodem tego jest ogromny i zarazem gwałtowny przyrost strumienia ciepła wynikający z promieniowania cieplnego w obrębie utworzonej szczeliny uszkodzenia. Defekt osłony prowadzi do:



wypalenia samej osłony (w tym przypadku izolacji), a więc zmniejszenia jej właściwej grubości;



wypalenia spoiwa łączącego osłonę z poszyciem;



stopienia poszycia pojazdu kosmicznego (poprzedzonego wyżej wymienionymi czynnikami) co stanowi efekt końcowy i prowadzący bezpośrednio do zniszczenia konstrukcji.

W warunkach normalnych, niezakłóconych przez awarie systemu osłony termicznej znaczny wzrost temperatury na powierzchni poszycia następuje dopiero po wylądowaniu pojazdu. Kiedy jednak wystąpi uszkodzenie, do wzrostu dochodzi jeszcze w fazie lotu.

Celem głównym pracy jest zbadanie możliwości zmiany właściwości termicznych izolacji przez dodanie do powłoki ochronnej materiału przewodzącego o dużej wartości ciepła właściwego w postaci dodatkowej warstwy lub jako domieszki warstwy izolacyjnej.

Zmiana tych właściwości powinna umożliwić wydłużenie czasu nagrzewania płytki

izolacyjnej WIZWU do temperatury maksymalnej w trakcie powrotu na Ziemię pojazdu

kosmicznego.

25 Wykonanie pomiarów temperatury izolacji obciążonej termicznie w warunkach nagrzewania aerodynamicznego jest trudne w realizacji. Do wytworzenia przepływu o dużych liczbach Macha potrzebna jest rozbudowana i droga aparatura badawcza. W związku z tym badania ograniczono do symulacji numerycznych.

Do osiągnięcia zamierzonego celu pracy, niezbędne było wykonanie następujących zadań:



dokonanie przeglądu literatury w celu określenia metod i sposobów udoskonalenia materiału izolacyjnego jako osłony termicznej;



wykonanie obliczeń numerycznych związanych z rozkładem temperatury w badanym modelu płytki izolacyjnej, przeprowadzonych przy użyciu programu komercyjnego ANSYS i niekomercyjnego FreeFem++ oraz porównanie otrzymanych wyników z wynikami zawartymi w literaturze;



wykonanie symulacji numerycznych związanych z wymianą ciepła w płytce izolacyjnej z udziałem materiału przewodzącego, na podstawie których określono jego wpływ na właściwości termiczne osłony;



sformułowanie oraz opracowanie algorytmu do wyznaczania najkorzystniejszego rozkładu koncentracji materiału przewodzącego w izolatorze (zagadnienie odwrotne).

W związku z określeniem celu pracy sformułowano następującą tezę:

Możliwa jest zmiana właściwości termicznych izolatora przy zastosowaniu dodatkowej warstwy przewodzącej. Warstwę taką cechuje duża wartość ciepła właściwego oraz relatywnie duża wartość gęstości i współczynnika przewodzenia ciepła.

Praca zawiera siedem rozdziałów. Poruszane w nich problemy wynikają z kolejności sformułowanych wyżej zadań.

W rozdziale pierwszym zawarto wprowadzenie do rozważanego problemu. Przedstawiono w nim jakie procesy zachodzą w trakcie nagrzewania aerodynamicznego. Wskazano również przyczyny wybrania izolacji jako jednego z kilku rodzajów osłon termicznych oraz zagrożenia z nimi związane. Rozdział kończy się przedstawieniem przeglądu literaturowego i sformułowaniem zasadniczego celu podjętych badań.

W rozdziale drugim przedstawiono analizę termomechaniczną wykonaną w programie ANSYS.

Przyjęto w niej, że warstwy przewodzące osłony termicznej cechowały się współczynnikiem przewodzenia zależnym jedynie od temperatury. Otrzymane wyniki porównano z wynikami zawartymi w literaturze.

W rozdziale trzecim wykonano analizę termiczną przy tych samych założeniach co w rozdziale drugim. Analiza została wykonana w środowisku FreeFem++. Za jego pomocą przeprowadzono wszystkie pozostałe badania w pracy, zawarte w kolejnych rozdziałach. Badania poszerzono o wpływ ciśnienia na współczynniki przewodzenia materiałów osłony. Uzyskane wyniki także porównano z wynikami zawartymi w literaturze.

W rozdziale czwartym dokonano oceny dotyczącej prawidłowości budowy modelu pod względem liczby przyjętych warstw osłony.

W rozdziale piątym przeprowadzono badania weryfikujące wpływ dołączonej warstwy

przewodzącej z wybranego materiału. Do analizy przyjęto grupę materiałów, z której

wytypowano jeden pozwalający na uzyskanie pożądanych właściwości izolacji.

26 W rozdziale szóstym poszerzono badania przeprowadzone w rozdziale poprzednim o inny sposób włączenia dodatkowego materiału do modelu płytki izolacyjnej. Użyto w nich materiałów, które miały najlepsze właściwości termiczne.

W rozdziale siódmym za pomocą zagadnienia odwrotnego oszacowano najbardziej optymalny, pod względem właściwości termicznych, rozkład wybranego sposobu umiejscowienia materiału włączonego do płytki izolacyjnej.

Badania zostały przeprowadzone na podstawie wiedzy zaczerpniętej z literatury, której spis

zamieszczono na końcu pracy.

27 2. Analiza termomechaniczna modelu 2D płytki izolacyjnej w programie ANSYS

2.1. Model matematyczny

Do symulacji numerycznej użyto modelu geometrycznego płytki izolacyjnej składającej się z trzech warstw. Pierwszą warstwę stanowi poszycie kadłuba wykonane z aluminium, drugą polimerowa podkładka usztywniająca SIP, a trzecią materiał izolacyjny LI. Warstwy RCG, oraz RTV w tej fazie obliczeń pominięto. Poszczególne warstwy mają następujące grubości: AL. 2024 - 1,6 mm, NOMEX - 4,394mm, LI900 - 78,486 mm, [34]. Wymiary podstawy płytki wynoszą 76,2 x 76,2 mm. Z płytki został wycięty walec, rys. 2.1, aby w obliczeniach można było rozwiązać zagadnienie dwuwymiarowe, osiowosymetryczne przewodnictwa ciepła Do analizy płytki nieuszkodzonej wykorzystano dwa dodatkowe przypadki różniące się grubością izolacji. W pierwszym z nich grubość wynosiła 98,486 mm, a w drugim 118,486 mm. Ponadto rozpatrzono również przypadek zmiany grubości poszycia i podkładki dla największej średnicy uszkodzenia izolacji (model 5), tabela 2.1. Podział modeli płytki ze względu na rodzaj uszkodzenia przedstawiono w tabeli 2.2.

Tab. 2.1. Dobór grubości warstw dla modelu 5

nr modelu

grubość warstwy

[mm]

zmiana warstwy

5 5

5a 1

poszycie

5b 2

5c 3

5d 3

podkładka

5e 5

5f 6

Rys. 2.1. Sposób wyznaczenia geometrii modelu osiowosymetrycznego płytki izolacyjnej

28 Geometrię uszkodzenia wykonano dla dwóch przypadków. W pierwszym przypadku ubytek materiału izolacji powstaje przez uderzenie w nią małego obiektu poruszającego się z prędkością hiperdźwiękową. W wyniku uderzenia powstaje wyrwa, [34]. Jej kształt i uproszczenie zamieszczono na rysunku 2.2. Przypadek drugi dotyczy możliwości zderzenia z izolacją, która odpadła z innej części pojazdu, rys. 2.3. [12].

Rys. 2.2. Geometria pierwszego rodzaju uszkodzenia: po lewej uszkodzenie rzeczywiste, po prawej uproszczenie

Rys. 2.3. Geometria drugiego rodzaju uszkodzenia: po lewej uszkodzenie rzeczywiste, po prawej uproszczenie

W obszarze płytki rozwiązywane jest równanie przewodnictwa ciepła we współrzędnych cylindrycznych , rys. 2.4:

(

)

(

)

(

)

(

) (2.1)

gdzie:

[kg/m

] – gęstość,

[J/kgK] – ciepło właściwe przy stałym ciśnieniu, [W/m·K] – współczynnik przewodzenia ciepła, [K] – temperatura bezwzględna [K],

z warunkiem brzegowym na powierzchni zewnętrznej osłony postaci:

( ) ( ) ( ) (2.2)

gdzie q(t) jest znaną gęstością strumienia ciepła na powierzchni zewnętrznej osłony, σ oznacza stałą Stefana - Boltzmanna, a  jest emisyjnością osłony. Na pozostałych brzegach płytki przyjęto

D/2

D

D/2

D

D/2

D D/2

D

29 warunek

, oznaczający izolację termiczną tych brzegów. Taki układ warunków brzegowych pozwala rozważać najgorszy wariant przepływu ciepła przez płytkę. Brak wymiany ciepła na izolowanych brzegach płytki powoduje wzrost energii wewnętrznej płytki, a więc jej temperatury. W chwili t = 0 znana jest temperatura w całym obszarze płytki (warunek początkowy)

.

Z uwagi na to, że badanie wykonano w oparciu o model dwuwymiarowy, wzór (2.1) przyjmie następującą postać:

(

)

(

)

(

) (2.3) Równanie (2.3) z warunkami brzegowymi oraz warunkiem początkowym, rozwiązywane jest w programie ANSYS metodą elementów skończonych. Po dyskretyzacji obszaru płytki na elementy skończone i przybliżeniu rozwiązania w elemencie za pomocą skończonej kombinacji liniowej funkcji bazowych (w przestrzeni izoparametrycznej – funkcji kształtu), można napisać równanie przewodnictwa cieplnego (2.4) w postaci:

{ } [ ][ ]{ } (2.4)

gdzie:

{ } – wektor gęstości strumienia ciepła [ ] – macierz przewodnictwa cieplnego [ ] – macierz funkcji kształtu

{ } – wektor temperatury w węzłach elementu siatki

Otrzymana temperatura na nagrzanej powierzchni modelu płytki wynika z dopływającego strumienia ciepła do tej powierzchni i promieniowania cieplnego. Dla powierzchni podlegających radiacji (brzeg obszaru płytki, w którym zlokalizowane jest uszkodzenie) zastosowano zależność Siegala oraz Howella, która odnosi się do strat energii i temperatury powierzchni (dla j zmieniającego się od 37 do 51):

∑

(

) ∑

(

) (2.5) gdzie:

– liczba radiacyjnych powierzchni,

– delta Kroneckera,

– efektywna emisyjność i – tego elementu powierzchni,

– współczynnik konfiguracji radiacji, – i-ty element powierzchni,

– strumień ciepła tracony przez i-ty element powierzchni, – temperatura bezwzględna i-tego elementu powierzchni

Stan naprężeń dla modelu osiowosymetrycznego w materiałach, z których składa się płytka wynika z prawa Hooke’a (wg rys. 2.4):

{ } [ ]

{

} (2.6)

gdzie:

{ } ⌊

⌋ - wektor naprężeń

30 [ ]

[

]

– macierz sprężystości

{

} { } {

} – odkształcenie sprężyste;

{ } ⌊

⌋ – wektor odkształcenia całkowitego

{

} ⌊ ⌋ – wektor odkształcenia wynikającego z obciążeń termicznych

Rys. 2.4. Oznaczenia w globalnym układzie współrzędnych

Używając funkcji kształtu dla dowolnego odkształcenia wykorzystano następującą zależność:

[ ]{ } (2.7)

gdzie:

[ ] – macierz przemieszczeń bazująca na funkcji kształtu { } – wektor przemieszczenia węzła.

Naprężenia Hubera (von Mises’a) wyliczono zgodnie z następującym wzorem:

[ ( ) ( ) ( ) (

)] (2.8) Istotnym ograniczeniem metody elementów skończonych jest to, że powoduje niefizyczne „związanie” ze sobą wszystkich węzłów siatki w danym kroku czasowym. Oznacza to, że mała ilość elementów siatki powoduje istotne błędy w obliczeniach. Efekt ten zmniejsza się przez zwiększenie liczby węzłów pokrywających płytkę, [38]. Symulacja numeryczna dotyczyła określenia nie tylko temperatury w modelu płytki izolacyjnej, ale również naprężeń.

Wymagało to zastosowania takiej siatki elementów skończonych, która umożliwiłaby przeprowadzenie takich obliczeń w sposób prawidłowy. Przy tworzeniu tej siatki wykorzystano typ elementów siatki ”plane223”, określanych w skrócie jako P223. W środowisku programu ANSYS obszary te są powierzchniami (elementami) o ośmiu lub sześciu węzłach. Każdy z węzłów posiada do 4 stopni swobody. Mają zastosowanie w symulacjach modeli osiowosymetrycznych, a taki typ rozpatrywano w pracy. W analizie termomechanicznej na podstawie przyjętego strumienia ciepła i właściwości fizycznych materiałów, program generuje temperatury w każdym elemencie. Na podstawie otrzymanych temperatur obliczane są przemieszczenia oraz naprężenia. Elementy P223 stosuje się m. in. w analizie termicznej w stanie nieustalonym.

𝑧

𝑦 𝑥

𝑟

𝜃